DISEÑO DEL PROGRAMA DE MANTENIMIENTO DE UN AVION

1. GENERALIDADES

Los procesos actuales para el establecimiento de los intervalos de mantenimiento, inspección o verificación, están basados en los programas de mantenimiento recomendados por los fabricantes y en cierta medida por las tareas de mantenimiento establecidas por las unidades aéreas y de servicios que operan y mantienen el material aéreo. Sin embargo estos intervalos ha sido establecidos basándose en la filosofía tanto la FAP así como otros operadores aéreos, han realizado esfuerzos significativos por incrementar dichos intervalos de tiempo usando muestreos de información de confiabilidad y análisis de las partes desarmadas con el objeto de extender dichos intervalos de tiempo.

Estudios realizados en aeronaves civiles por stanley Nowlan y Howard F Heap, demostraron la existencia de conexión entre la confiabilidad y el tiempo de operación y que cuanto más se operaba la aeronave al componente o equipo, se incrementaba la probabilidad de falla y esto no es cierto. Esta creencia condujo a la idea que cuanto más frecuente un item era overhauleado existía una menor posibilidad de falla. Teoría confirmada.

a. La vida del avión depende de una serie de variables tales como el perfil de vuelo, régimen de utilización, ambiente externo, selección de material y filosofía de diseño.

1) Las variables perfil de vuelo y régimen de utilización afectan la vida de diseño de la aeronave (horas seguras de vuelo esperado).

2) El ambiente externo afecta la corrosión y por lo tanto, la vida del componente.

3) La selección de material y filosofía de diseño afectan los componentes individuales.

b. Es importante destacar que para aeronaves con altos regímenes de utilización, los factores dinámicos como fatiga, flutter, vibración, etc. Son los responsables de determinar la vida operacional de las partes o componentes, mientras que en aeronaves de bajo régimen de utilización, el factor dominante es normalmente el comportamiento de los componentes con respecto a la corrosión. Sin embargo, existen factores que afectan considerablemente ambas condiciones; estos son el

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mantenimiento y la fabricación, cuyas acciones sino son cumplidas en forma apropiada darían el inicio prematuro y propagación de rajaduras y al inicio y propagación prematuras de daño por corrosión, tales como marcas, ralladuras, limpieza / lubricación inapropiadas, materia prima inapropiada, etc.

La actividad de mantenimiento dentro de la Fuerza Aérea del Perú viene realizándose sobre la base de filosofías de hace más de cincuenta años, a pesar que en el entorno; las tecnologías, diseños, regulaciones y sistemas de calidad han sido y continúan evolucionando.

Por estas razones, es importante para la Fuerza Aérea del Perú, el desarrollo y evaluación de Programas de mantenimiento de las flotas aéreas que sean más realistas y que se adapten a la forma propia de operación y utilización de las Unidades Aéreas de la FAP. Programas que sirven como guías para el desarrollo y evaluación del programa de mantenimiento de aeronaves de la FAP sobre la base de la filosofía de mantenimiento centrado en la confiabilidad Reliability Centered Maintenance (RCM).

Mediante el cumplimiento de los lineamientos de esta guía, las unidades aéreas estarán en mejores condiciones de cumplir con los objetivos de un programa de mantenimiento eficiente y puesto que la principal característica de los programas de control de la confiabilidad es que ellos permitan al operador (unidad aérea), un medio formal de ajuste de los intervalos de mantenimiento / inspección / overhaul.

2. OBJETIVOS DE UN PROGRAMA DE MANTENIMIENTO

Los objetivos de un Programa de Mantenimiento son:

a. Asegurar el mantenimiento de los niveles inherentes de seguridad y confiabilidad de las aeronaves y componentes.

b. Restaurar la seguridad y confiabilidad a sus niveles inherentes cuando ya se produjo deterioro.

c. Obtener la información necesaria para mejorar el diseño del componente y / o del programa de mantenimiento para aquellos ítems cuya confiabilidad inherente se ha comprobado que es inadecuada.

d. Cumplir con las metas anteriores con el mínimo costo total, incluyendo los costos de mantenimiento y los costos de las fallas resultantes.

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3. EVOLUCIÓN DE SISTEMAS DE MANTENIMIENTO

Los programas de mantenimiento como tales no pueden corregir las deficiencias en los niveles inherentes de confiabilidad de las aeronaves y componentes, solo pueden evitar su deterioro. Si se ha constatado que el nivel inherente de confiabilidad de un item es insatisfactorio, entonces es necesaria una modificación en su diseño para lograr una mejora.

a. La primera generación de programas de mantenimiento se basó en la creencia de que cada parte funcional de una aeronave requería periódicamente su desmontaje e inspección fueron establecidas limitaciones de tiempo para el servicio, verificaciones e inspecciones y la aeronave completa era periódicamente desmontada overhauleada y reensamblada en un esfuerzo por mantener el mayor nivel de seguridad. Este fue el origen del primer proceso de mantenimiento primario que se le domino “Hard Time”.

b. Conforme se desarrollo tecnología de las aeronaves y componentes, se maduro su diseño y se adaptaron tecnologías más complejas, la aplicación literal del proceso de mantenimiento primario “Hard Time” se volvió obsoleto. Entonces la industria se dio cuenta que cada componente y parte no requería un overhaul programado sobre la base de un tiempo fijo y evolucionó un proceso de mantenimiento primario denominado “On-Condition”. Este tipo de mantenimiento es asignado a los componentes para los que su condición de Aeronavegabilidad puede ser hecha por inspección visual, mediciones, pruebas y otros medios sin necesidad de desmontar, inspeccionar u overhaulear.

c. Los programas de mantenimiento eran cumplidos mediante la aprobación de período de inspección o verificación de los tiempos establecidos de Hard Time y On-Condition para los aviones, motores y sus componentes. Los procedimientos usados para ajustar estos períodos fueron demasiados engorrosos y complejos, inhibiendo frecuentemente un ajuste lógico. En el caso de la FAP, los períodos fueron sencillamente adaptados de los fabricantes, sin tomar en consideración las condiciones de operación, medio ambiente, almacenamiento, regimenes de utilización (baja utilización horaria y en su gran mayoría vencimientos por tiempo limite calendario) y otras variables.

d. Entonces fue necesario desarrollar un método de control más expeditivo sin sacrificar la seguridad y confiabilidad de las aeronaves, motores y componentes. Este método de control fue orientado hacia la PERFORMANCE MECANICA en lugar de la predicción de los puntos de ocurrencia de fallas por desgaste, como era el caso con los métodos

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anteriores. Este nuevo método fue denominado “CONTROL POR CONFIABILIDAD” por su principal énfasis hacia el mantenimiento del índice de fallas por debajo de valores previamente establecidos denominados “NIVELES ACEPTABLES DE CONFIABILIDAD”.

e. La naturaleza analítica de control por confiabilidad, enfatizó la existencia de componentes y sistemas que no respondieron a los procesos “Hard Time” y “On-Condition”. Esto condujo a un tercer proceso en el cual no se programan servicios ni inspecciones para determinar su integridad o serviciabilidad. Sin embargo su performance mecánica es monitoreada y analizada pero sin limitaciones ni acciones mandatorias. A este último proceso se le denominó “Condition-Monitoring”.

f. A partir del año de 1980 surge un nuevo programa de mantenimiento llamado “MAINTENANCE SYSTEM GUIDE” (MSG3) y que se basa en el concepto de daño tolerante, es decir que se debe demostrar que un daño puede ser detectado antes que llegue a la longitud critica asociada cargas limites, mediante un análisis de decisión lógica de fallas potenciales y sus efectos en la seguridad y la economía. El MSG3 es un procedimiento orientado a superar las dificultades pasadas en los tres sistemas de mantenimiento por “Hard Time”, “On-Condition” y “Condition-Monitoring”.

Debido a las diferencias existentes entre la estructura y sus sistemas con relación a la función que cumplen a las formas de fallas, a las condiciones ambientales y a su estado critico etc, entonces desde el punto de vista del diseño de mantenimiento se hace necesario separar la parte estructural del resto de sistemas. El diseño de la parte estructural tiene una lógica particular aplicable únicamente a estructuras aeronáuticas, mientras que los demás sistemas utilizan una lógica general aplicable a cada uno de ellos.

4. DESARROLLO DEL PROGRAMA DE MANTENIMIENTO ESTRUCTURAL DE UN AVIÓN

La estructura del avión durante su operación se encuentra sometida a tres tipos de daños:

a. FATIGA .- Cada parte de la estructura del avión se encuentra bajo frecuencia de cargas variables generalmente relacionado con las horas de operación o números de aterrizajes.

b. AMBIENTAL .- Este tipo de daño es generado por la corrosión atmosférica y relacionada con el tiempo de vida calendario del avión.

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c. ACCIDENTAL .- Este tipo de daño es aleatoria y producida por contacto o impacto con algún objeto por una inadecuada práctica de mantenimiento o proceso de manufactura.

1) Datos de Base para el Método MSG3

Para diseñar un sistema de mantenimiento de una aeronave se requieren datos específicos creando un marco de referencia sobre el cual se va a construir el diseño. Los datos requeridos generalmente son del avión que se va a estudiar y son los valores que se van a tomar en cuenta para confeccionar un PROGRAMA DE MANTENIMIENTO del avión a considerar.

a) Datos de Explotación:

Los tiempos promedios de utilización del avión, como son los tiempos horarios de vuelo por año, aterrizajes por año, duración promedio de vuelos.

b) Datos del Programa de Mantenimiento:

Los datos del Programa de Mantenimiento quedaran definidos por las visitas tentativas y por la frecuencia de operación de la aeronave.

Visita de Pre-vuelo: Antes del primer vuelo del día

Visita de Transito: Durante el tiempo que dure desde su arribo hasta la salida en una escala.

Visita diaria: Cada 24 horas o después del último vuelo del día.

Visita Semanal: Cada 7 días calendarios

Visita A: Cada cierto número de horas de vuelo

Visita B: Cada cierto número de horas de vuelo

Visita C: Cada cierto número de horas de vuelo

Visita Calendario: Cada año

Visita Estructural: Cada 8 años p cierto número de horas de vuelo

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c) Datos del Programa de Supervisión de la Estructura

Los datos del programa de Supervisión de la Estructura quedará definida por la visitas tentativas durante las cuales se efectuaran las inspecciones de la estructura y se fijan su frecuencia.

(1) Inspecciones para buscar daños por fatiga; frecuencia en horas de vuelo

(2) Inspecciones para buscar daños por corrosión cada año, 2 años, 4 años, y 8 años.

(3) Inspecciones para buscar daños accidentales. Este tipo de daño es aleatorio. De hecho las inspecciones se efectuaran a la frecuencia más próxima a las visitas pre-programadas.

2) Desarrollo del Proceso

a) Selección de los SSI

El análisis estructural se hace de acuerdo a una cadena lógica (ver Anexo 1), el primer es estudiar la estructura seleccionada y se van seleccionando algunos componentes como ítems estructurales significativos (SSI). Estos ítems se determinan teniendo en cuenta los siguientes elementos de juicio:

(1) Consecuencias de la Ruptura

Son todos los elementos (SSI) que soportan de manera significativa las cargas de vuelo en tierra, de presión y control, cuya falla podría afectar la integridad estructural necesaria para la seguridad del avión y cuyas características de tolerancia al daño o SAFE-LIFE es necesario confirmar.

(2) Probabilidad de Ruptura.

Considerar todas las (SSI) como partes susceptibles a los principales procesos de deterioro como:

(a) Zonas sensibles a la fatiga donde se producen concentración de esfuerzos, como discontinuidad, aberturas en piezas primarias.

(b) Zonas que se encuentran parcialmente a la corrosión así como la zona de los pozos del tren, tanques de combustible, etc.

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(c) Zonas sensibles a daños accidentales tales como el pozo del tren, partes inferiores de fuselaje y de alas, Nacelas.

b) Análisis de los (SSI)

Los (SSI) deberán ser documentados con los datos técnicos que se obtiene al evaluarse la posibilidad de daño por fatiga, corrosión y daño accidental siempre que los (SSI) sean tolerante al daño.

(1) Análisis por Fatiga

(a) La fatiga es una forma típica de la falla de los materiales que están sometidos a esfuerzos variables. El nivel de esfuerzo por el cual se produce el daño, es decir la rajadura es menor que el nivel de esfuerzo y los ciclos o número de vibraciones a los que esta sometido. Para analizar la fatiga de materiales se han graficado en curvas que permiten hacer cálculos deductivos del tiempo en que comienza la rajadura. Es que la rajadura tiene una velocidad de propagación y que dependiendo de la pieza puede llegar a tener una magnitud apreciable antes que la pieza colapse por esta razón se puede operar ciertas piezas con rajadura y se le conoce con el nombre de piezas tolerante al daño.

Los daños de ensayo de cálculo de fatiga permiten determinar la inspección inicial (pieza sin rajadura) después de la aplicación de un coeficiente de seguridad (generalmente 5) a la cual será sometida cada SSI. Los intervalos de inspección están relacionados con los cálculos de programación de las rajaduras entre el tamaño de la fisura detectable y el tamaño de la fisura crítica. (Sea aplica un factor de seguridad mínimo igual a 2).

La longitud detectable de la rajadura se determina por los diferentes métodos de inspección no destructiva como visual, corriente parásita, ultrasonido, rayos x, etc.

La longitud crítica de la rajadura corresponde a la dimensión debajo de la cual estructura considerada no soporta más las cargas límites.

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Todos estos conceptos se encuentran detallados en la figura del cuadro de la curva de propagación de la rajadura.

(b) Evaluación del Tamaño de la Rajadura Detectable

La longitud de la rajadura detectable depende del nivel de inspección elegido pero también es función de diversos parámetros como:

Distancia de inspección

Dificultad de la zona

Condiciones Superficiales

Para cada SSI y nivel de Inspección seleccionado se escogerán valores para estos parámetros y se combinaran a fin de estimar una longitud detectable base de la fisura.

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Nº DE HORAS DE VUELONº DE CICLOS

TAMAÑO CRITICODEL DAÑO

CARGA EXTERNA (1.5 CL)

CARGA LIMITE (CL)

RESISTENCIA

RESISTENCIA

INTERVALO DEINSPECCION (TI)

INSPECCION

INICIAL

CURVA DE PROPAGACION DE LA RAJADURA

DAÑO DETECTABLE

DIMENSION DEL DAÑO

Para obtener la longitud efectiva detectable es necesario ajustar la longitud base teniendo en cuenta:

El espesor del material

El efecto del borde

La parte escondida de la fisura

(c) Elección del intervalo de inspecciones

La longitud de la rajadura efectiva detectable permite, ir a la curva de propagación de la rajadura determinar un intervalo de inspección que deberá tener como coeficiente de seguridad mínima de 2. Cuando este valor (TI) es determinado el intervalo elegido será aquel valor que tiene un valor inmediatamente inferior entre los intervalos guías dadas por las visitas de mantenimiento definidas inicialmente. Será necesario si la inspección seleccionada nivel / intervalo es razonable o si es mejor utilizar un nivel de inspección superior que permita obtener un intervalo más importante. Los niveles de inspección en orden ascendente lo catalogamos como la visual, rayos x, corriente parásita.

En el Anexo 2 se muestra el análisis de fatiga con mayor detalle.

(2) Análisis de Corrosión

La estructura del avión se deteriora por acción de los diferentes tipos de corrosión. Los más influyentes son: galvanicas, de exfoliación, por esfuerzos, filiforme, agujereado, intergranular, absorción microbiológica. Cada item estructural significativos (SSI) se selecciona y se analiza desde el aspecto de corrosión pero teniendo en cuenta:

Los materiales utilizados en la fabricación de la estructura son sensibles a la corrosión.

Los recubrimientos aplicados a la estructura.

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Las condiciones del medio ambiente.

Un sistema de codificación que permita clasificar los riesgos de operación de la corrosión y de seleccionar un intervalo de inspección entre aquellos que se establecieron previamente (2, 4 ó 8 años).

Los materiales utilizados en la fabricación de la estructura sencilla a la corrosión. Estos materiales utilizados sobre el avión han sido clasificados teniendo en cuenta su comportamiento a los diferentes tipos de corrosión.

Los recubrimientos aplicados a la estructura y del medio ambiente. Las características de protección y las condiciones ambientales son igualmente calificados.

Selección del intervalo de inspección.

La combinación de los diferentes parámetros antes mencionado eleva a la selección de un intervalo de inspección. Si el análisis no hace resaltar el carácter aleatorio de las condiciones de corrosión, se pueden aplicar inspecciones por muestreo y también seleccionar el nivel de inspección en función de la condición de la corrosión.

En el Anexo 3 se muestra en mayor detalle el análisis de daño ambiental

(3) Análisis del Daño Accidental

El daño accidental es por naturaleza aleatoria y puede desarrollarse siguiendo los otros dos procesos de deterioramiento precedentes. Conviene analizar cada SSI teniendo en consideración este tipo de daño para lo cual es necesario contestar estas preguntas ¿Hay posibilidad de daño accidental? ¿Cuáles son las consecuencias? ¿Qué medidas hay que tomar? (inspecciones) para detectarlas antes que la seguridad sea puesta en juego.

Los daños accidentales pueden ser clasificados en 2 familias principales: defectos de fabricación y daños provocados por los agentes exteriores.

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Se considera para los defectos de fabricación que el control de calidad durante la producción permite detectar estos defectos que podrían resultar en una ruptura de servicio. Sin embargo los defectos de fabricación son considerados ya que pueden reproducirse dentro de zonas muy críticas tales como las articulaciones mayores en las cuales una ruptura en servicio seria catastrófico.

Las fuentes de daños accidentales en servicio son examinados teniendo en cuenta las experiencias pasadas (Localización, tipo, análisis y selección de inspecciones).

Cuando un daño accidental es probable sus consecuencias pueden ser:

Una evolución por el proceso de fatiga (el daño accidental es entonces considerado un defecto inicial).

Una devolución por el proceso de corrosión (la protección inicial es entonces considerado destruida).

Los pasos de análisis a aplicar, son entonces idénticas a aquellos descritos para un análisis de fatiga y corrosión. Sin embargo la noción de inspección inicial se suprime, ya que los daños accidentales pueden producirse desde el comienzo de las operaciones del avión.

En el Anexo 4 se muestra en mayor detalle el análisis de daño accidental.

Los recubrimientos aplicados a la estructura.

Las condiciones del medio ambiente.

3) Programa de Inspección de Zonas

Los elementos que no han sido seleccionados como SSI son los que conforman la estructura secundaria y para los cuales serán seleccionados de acuerdo a su programa de inspección por zonas.

El objetivo de este programa es proponer las inspecciones visuales generales para la estructura secundaria y los sistemas en general con el fin de asegurar su estado.

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Tales inspecciones son practicados para cada zona del avión, las cuales se señalan según la especificación ATA-100, lo que permitirá controlar:

a) La parte visible de la estructura secundaria buscando los defectos evidentes tales como desgaste, corrosión, fugas, rajaduras.

b) Los enchufes empalmes y la seguridad de sistemas (componentes, cables, conductos, tuberías, poleas, articulaciones).

La extensión de las inspecciones es definida por los accesos. En la descripción de las tareas de inspección no da una lista de elementos a controlar visualmente en las zonas afectadas. Se considera que el inspector tiene un nivel suficiente de conocimientos en materia aeronáutica. Sólo se mencionan los elementos que no son fácilmente visibles.

Los intervalos a los cuales se efectuarán las inspecciones serán establecidos, por evaluaciones de conceptos como, importancia, detectabilidad y ambiente de cada uno de los equipos que se encuentre en la zona.

Las inspecciones de las zonas serían agrupadas adecuándoles a las inspecciones A, B y C ya establecidos. En el Anexo 5 se muestra con más detalle el proceso seguido en el establecimiento de un programa de inspección por zonas.

4) Programa de Inspección de Aviones Lideres

El programa de mantenimiento estructural, diseñado de acuerdo a las partes indicadas anteriormente, asegurarán la operación confiable del avión con una probabilidad de falla bastante baja. Es imprescindible asegurar esta baja posibilidad de falla, para lo cual el MSG3 provee un programa de inspección a los aviones lideres FLP (Fleet Leader Program), según el cual ciertos aviones seleccionados de entre los que han sido los más utilizados, serán inspeccionados a fin de identificar las primeras evidencias de deterioros provocado por el daño de fatiga. El fundamento de este programa es que el proceso de daño por fatiga es actualmente conocido y cuando las inspecciones tienen por origen el análisis de fatiga es cierto que las evidencias de daños se manifestarán primero sobre los aviones los más utilizados. Se puede concentrar las inspecciones sobre los aviones los más recientes a

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menos que se hayan constatado defectos sobre los más utilizados.

El número mínimo de inspecciones a efectuar estará basado en un análisis de probabilidad de ruptura. Este depende:

Del número de aviones inspeccionados.

Del método de intervalo de inspección.

De la edad ó del número de vuelos de cada avión de la flota.

El concepto FLP es solamente aceptable si la probabilidad de existencia de un daño sobre cualquier avión a lo largo de toda su utilización se mantiene muy baja.

Para cada SSI los principales parámetros que administran esta posibilidad en función de:

La vida de fatiga promedio (sin rajadura) y el tiempo de propagación de la rajadura.

Los momentos en las cuales son realizadas las inspecciones sobre los aviones.

El primero de los dos parámetros que es una característica de cada SSI es utilizado para clasificarlos de acuerdo a su sensitibilidad a la fatiga. El segundo se determina a fin de obtener el nivel de seguridad requerido para un costo mínimo de mantenimiento.

a) Selección de los Aviones.

Todos los aviones que se encuentran en un rango de horas de operación preestablecidos, al momento en que el avión más utilizado cumple las horas prefijadas para la inspección será seleccionados para el FLP.

b) Inspección a Efectuar.

Para los aviones seleccionados para FLP.

1 avión de 2 aviones pero más de 1/3 de la flota.

Para los aviones no seleccionados para el FLP.

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Inspección sin inspecciones especiales.

Más allá de un cierto número de vuelos, ciertas zonas más sensibles a la fatiga, serán inspeccionados a un 100% sea que los aviones son o no seleccionados para FLP.

En el Anexo 6 se detalla con más precisión el establecimiento de su programa de flota líder.

5) Programa de Exploración por Envejecimiento AEP (Age Exploration Program)

Este programa tiene el mismo objetivo que la FLP pero en el aspecto de deterioración por corrosión.

Las reglas que se aplican son los mismos que para el FLP. En el Anexo 7 se detalla con mayor precisión el establecimiento de un programa de envejecimiento.

En resumen, de esta exposición teórica se obtiene notoriamente en claro que el programa de mantenimiento de la estructura del avión debe mostrar en cada una de las partes en que puede haber sido dividido:

a. Inspecciones de SSI por fatiga.- que tienen las siguientes características:

1) Una inspección inicial y que se repite a intervalos.

2) Es efectuado utilizando un método especial de inspección.

b. Inspecciones de SSI por corrosión.- que mencionan el número de parte de la pieza y tiempo en el cual debe ser ejecutado.

c. Inspecciones de zonas.- caracterizados por ser visuales para buscar corrosión, rajaduras, desconexiones, desajustes, etc. En una zona del avión sin mencionar un número de parte en particular.

d. Los ítems SSI de daño no tolerante.- que tiene una vida definida en horas de utilización al cual deben ser reemplazados.

e. Inspección de SSI por daños accidentales. Si derivan en daños de fatiga deben iniciar el número de parte SSI, el intervalo de inspección y el método de inspección a utilizarse. Si deriva en

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un proceso de corrosión además del número de parte el intervalo de ejecución del trabajo preventivo.

5. DISEÑO DEL MANTENIMIENTO DEL MOTOR Y LOS SISTEMAS DE AVIÓN

a. Desarrollo del Proceso .

Es distinto al planteado para la estructura del avión. Se basa en un análisis lógico de decisión del potencial de fallas, y los daños consecuenciales de estas fallas sobre la seguridad y economía.

El análisis moderno concebido por el MSG3 (ver Anexo 8), comienza con las fallas funcionales a nivel de sistemas para proseguir a través de los subsistemas componentes significativos, en una aproximación de abajo hacia arriba, en contraposición con los procedimientos de análisis anteriores que comenzaban con modos de fallas individuales disminuyendo las dificultades que se presentan con los tipos primarios de mantenimiento (Hard-Time, On-Condition y Condition-Monitoring).

Al igual que el diseño de la parte estructural como primer paso se debe seleccionar los ítems significativos de mantenimiento (MSI).

Estos ítems significativos pueden ser un sistema completo, subsistemas, módulos, componentes, accesorios, unidades o cualquier parte cuya falla puede afectar la seguridad de operación o tener consecuencias económicas mayores. Específicamente una parte del avión se considera MSI si su falla puede ocasionar al menos una de las siguientes condiciones.

Afectar la seguridad en tierra o en vuelo.

Ser indetectable durante la operación.

Tener un impacto económico operacional significativo.

Tener un impacto económico no operacional significativo.

El segundo paso es la reunión de información del MSI que incluye una clara definición de la operación del MSI, información técnica, como componentes, MTBF (Tiempo Promedio entre Fallas) de cada una de ellos, esquemas planos, información sobre la redundancia y experiencia relacionada.

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El tercer paso es identificar las funciones del MSI, (f); sus fallas funcionales, (FF); los efectos de estas fallas funcionales (FFF); las diferentes causas para cada una de estas fallas funcionales (FFC).

En el cuarto paso para la determinación de los programas de mantenimiento para los MSI, se usa un diagrama lógico progresivo. Este diagrama lógico es la base de una evaluación técnica aplicada a cada ítem significativo usando la información técnica disponible. Principalmente las evaluaciones se hacen sobre las fallas funcionales de los MSI y sus causas FFC.

El diagrama lógico progresivo tiene 2 niveles. El primer nivel que se aplica para las fallas funcionales (FF) sirve para categorizar las consecuencias de las fallas, lo cual se hace contestando las cuatro preguntas indicadas en el diagrama mostrado en el Anexo 9. Esta categorización sirve para establecer el diagrama lógico que seguirá el análisis cada una de las causas de las fallas funcionales (FFC), correspondientes a la falla funcional que ha sido categorizada. Este segundo diagrama lógico constituye el segundo nivel lógico y están indicados para las diferentes categorías existentes en el mismo anexo.

Con el diagrama del segundo nivel se obtiene las tareas requeridas para garantizar una operación segura o las tareas deseables para garantizar una operación económica, si el costo de los mismos es menor que el costo combinado de perdida operación y reparación.

Se puede notar que el análisis de cada uno de las fallas funcionales se realiza, considerando al principio procesos simples que se van complicando a medida que se avanza en el diagrama lógico, con la finalidad de encontrar soluciones las más simples posibles a las causas de las fallas funcionales (FFC).

Así se recurre a tareas simples de lubricación y servicio; tareas que utilizan el instrumental propio del avión para determinar el grado de degradación de la función; tareas que utilicen instrumental o equipo ajeno al avión el cual puede ser utilizado interconectándolo con los sistemas del avión o desmontando partes del avión para ser probados en forma individual con estos equipos; tareas de reparación en el avión o fuera del avión para reducir el régimen de falla; también se considera tareas de recambio por un nuevo elemento y por último se considera el rediseño de la pieza. Cuando existe una tarea que puede ser aplicado de acuerdo a la lógica expuesta es necesario hacer evaluación considerando la posibilidad y costos involucrados.

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En resumen de esta exposición teórica se obtiene que el programa de mantenimiento del motor y de los sistemas de avión debe contener en cada una de las partes en que puede haber sido dividido:

Tareas de lubricación y servicios (L/S)

Tarea de chequeo operacional (CHO)

Tareas de monitoreo principal (MO)

Tareas de inspección y / o chequeo funcional (I)

Tareas de restauración / overhaul (R / O)

Tareas de descarte (D).

b. Evaluación de la Confiabilidad

1) Curva Exponencial Standarizada.

La curva Standarizada de Confiabilidad mostrada, ha sido estandarizada al usar en lugar de las horas reales, el ratio t / m que representa un tiempo de funcionamiento real o requerido (t), del equipo al tiempo medio a falla (m); es decir que la curva exponencial resulta del empleo de un valor matemático conocido, 0.368, también conocido como el recíproco del valor 2.72 (en realidad 2.71828 + ) o “e”, que es la base de los logaritmos naturales. Así el valor de la probabilidad de supervivencia (Ps), asumiendo un t de 300 horas y un m de 1000 es hallado a partir de 0.3680.3 = 0.74 ó 74%.

2) Fallas Reparables y No Reparables.

El concepto de tiempo medio a falla (MTTF) o “m” en forma abreviada, ha sido usado con respecto al equipo que por razones económicas o prácticas no es reparable, como por ejemplo un satélite en órbita. Sin embargo, cuando se cuenta con reparaciones, utilizamos el término tiempo medio entre fallas (MTBF). Ambos términos son designados por el símbolo “m”.

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CURVA STANDARIZADA DE CONFIABILIDAD

RATIO t/m ; TIEMPO DE OPERACIÓN t ; TIEMPO MEDIO ENTRE FALLAS m.

3) Valor Práctico de la Información de Confiabilidad.

La disponibilidad de datos con respecto a “m” y “Ps” es de considerable beneficio para el manejo de muchas situaciones, como las siguientes:

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100

90

80

70

60

50

40

30

20

10

00 0.4 0.8 1.2 1.6 2.0 2.4 2.8

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

60.7

36.8

13.5

0.5

(a) Mantenimiento

Conocimiento de la expectativa de vida y las características de desgaste de las partes componentes del equipo, con cálculos del intervalo de tiempo en el cual el equipo puede fallar, que rige el desarrollo de la frecuencia de mantenimiento fijo y la provisión adecuada de partes de repuestos, equipos auxiliares y reemplazos.

(b) Éxito de la Misión.

La valoración de la confiabilidad permite la evaluación de la posibilidad de éxito de la misión. Entonces se puede tomar una acción apropiada.

(c) Control de Costos

Es posible correlacionar los requisitos de confiabilidad de un producto con los costos del producto. La calidad de los componentes empleados luego es equiparada con las necesidades específicas. El análisis de confiabilidad investiga el grado de confiabilidad necesitado para cada propósito.

(d) Seguridad.

Un equipo puede ser construido para alcanzar el máximo de seguridad alcanzable sólo con el conocimiento de la confiabilidad de sus componentes.

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