La prueba de desprendimiento de palas o prueba de desprendimiento de palas es una forma específica de prueba de seguridad aérea requerida por la Administración Federal de Aviación y otras agencias de seguridad para certificar el desempeño de seguridad de los motores a reacción . Las pruebas requieren que los fabricantes de motores realicen al menos dos pruebas del motor, para asegurarse de que el motor pueda sobrevivir a la rotura de una pala de compresor o ventilador dentro del motor y a la rotura de una pala de turbina dentro del motor, sin que se arrojen fragmentos a través del recinto exterior del motor, creando una falla contenida del motor .
En los Estados Unidos, las pruebas son requeridas por el Título 14, Parte 33 Subparte F, Sección 33.94 del Código de Regulaciones Federales de los EE. UU. (CFR), Pruebas de contención de palas 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).
Uno de los requisitos de diseño y certificación de componentes más desafiantes para los motores a reacción comerciales es mitigar los efectos de un evento de falla del rotor por "palas fuera de servicio", que puede resultar en una pérdida catastrófica de la aeronave y/o de los pasajeros. La falla de las palas del motor ocurre cuando un cambio repentino en la velocidad causa una fluctuación en el giro del rotor y la consiguiente condición de sobrecarga de las palas, o cuando una pala, o un grupo de palas, falla debido a la fatiga por tensiones cíclicas repetidas. Probar la dinámica del rotor y las condiciones de las palas fuera de servicio para garantizar un funcionamiento seguro es extremadamente costoso, requiere mucho tiempo y mano de obra. La prueba generalmente requiere un compresor especialmente preparado o una pala de turbina con una pequeña carga explosiva incorporada, para separarla a pedido durante la prueba. [3]
Las pruebas y la norma no exigen que los motores sigan funcionando después de las fallas de las palas, sólo que ningún fragmento penetre en la carcasa exterior del motor y que no vibre lo suficiente durante su parada como para que se desprenda de la aeronave, salvo que se produzcan otras fallas. [4] La Sociedad de Ingenieros Automotrices ha preparado informes que detallan el número de fallas por fallas de las palas. [5] [6]
Existen dos métodos para contener los escombros después de un evento de desprendimiento de las palas: una pared dura, que está diseñada para soportar y desviar la metralla, o una pared blanda, que está diseñada para detener y retener la metralla. La pared dura es un método más antiguo que data de la década de 1970 y tiende a ser más pesada que la pared blanda porque generalmente es un anillo de metal pesado; la pared blanda generalmente utiliza una capa de contención exterior resistente hecha de un material compuesto como fibra de aramida , que requiere un espacio más grande para permitir que la capa compuesta se expanda ligeramente. Además, una pared dura para retener palas de metal sólido generalmente requiere un anillo prohibitivamente pesado, por lo que las paredes duras generalmente se utilizan con palas de metal huecas o compuestas. [7]
Un anillo de contención de acero duro típico variaba en espesor hasta 3 ⁄ 8 pulgadas (9,5 mm) con un peso de 410 libras (190 kg); [8] : 3, 5 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 contención y minimizar la interacción adicional con las aspas de turbina restantes, fue propuesta en un estudio de la NASA de 1979. [8] : 9–11 Se utilizó una pistola de aire comprimido para disparar proyectiles de aspas en 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 los fragmentos de 1, 2 y 4 palas de las etapas de compresor y turbina de los motores General Electric CF6 y Pratt & Whitney JT9D ; aunque era poco probable que apareciera el fragmento de 4 palas, para contenerlo se habría necesitado una placa de acero de 1,212 pulgadas (30,8 mm) de espesor, lo que añadiría entre 110 y 195 libras (50 y 88 kg) por motor. El estudio concluyó que se podía añadir un blindaje redundante a la estructura del avión además de la contención montada en el motor, pero con una penalización de peso sustancial de 2500 o 3000 libras (1100 o 1400 kg) para aviones de 3 o 4 motores, respectivamente. [9] : 1–3 Un estudio complementario sobre el blindaje montado en el motor concluyó que el peso de un material de contención para resistir un fragmento de 4 aspas tendría que aumentar aproximadamente en 410 libras (190 kg) además de las 510 libras (230 kg) de material de contención ya proporcionado, la mayoría de los cuales serían necesarios para la sección del ventilador. [10] : 17–19
La edición original de las Normas de Aeronavegabilidad para Motores de Aeronavegación ( 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 cajas del compresor y del rotor de la turbina debe prever la contención de daños por falla del rotor". [12] Se emitió una serie de circulares consultivas (AC) sustitutivas en 1965, [13] 1968, [14] y 1970 [15] para proporcionar orientación para 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 blindaje separado adecuado para contener las palas del rotor y los álabes del estator rotos" y un rotor y cojinetes del motor lo suficientemente fuertes "para proporcionar un margen de resistencia para un período de parada y de funcionamiento a baja velocidad del molino de viento cuando se producen grandes desequilibrios típicos de las palas del rotor dañadas", pero estaba más preocupada por la mitigación del daño después de la ingestión de objetos extraños. [13] En 1970, AC 33-1B proporcionó criterios de aceptación más concretos para la contención, que debería ser capaz de prevenir "rupturas significativas o distorsiones peligrosas de la carcasa del motor y la expulsión de las palas a través o más allá del borde de la carcasa o el 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, que modificó el requisito de durabilidad de 33.19 al agregar que "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 cajas del compresor y del rotor de la turbina deben definirse" y al trasladar algunos requisitos para las pruebas de desprendimiento de palas de las circulares de asesoramiento 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 provocó una pérdida de potencia hidráulica en los actuadores de control de vuelo y un aterrizaje forzoso de esa aeronave. Una de las recomendaciones del informe de investigación resultante de la Junta Nacional de Seguridad del Transporte fue modificar el 14 CFR 33 para exigir una evaluación de los componentes del motor; la evaluación determinaría qué componentes, en caso de fracturarse y separarse, podrían representar una amenaza significativa para las estructuras y los sistemas de la aeronave. [17] : 106 Después del accidente del UA232, la FAA emitió la 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 "no contención de desechos 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 los Estados Unidos con las normas europeas contemporáneas. [20] [21] La AC 33-1B se canceló en 2015 después de ser reemplazada por nuevas regulaciones y AC. [15]
Los requisitos equivalentes de la prueba de desprendimiento de álabes se especificaron en la Falla de álabes de compresores y turbinas : Subparte E, Sección 810 de los Requisitos de aviación conjuntos para motores (JAR-E), desarrollados y emitidos por las Autoridades de aviación conjuntas . [22] JAR-E fue reemplazado por las Especificaciones de certificación para motores (CS-E) de estructura idéntica, inicialmente aprobadas y emitidas por la Agencia Europea de Seguridad Aérea el 24 de octubre de 2003; [23] la misma Subparte E y la Sección 810 de CS-E se aplican para la prueba de desprendimiento de álabes. La Enmienda 6 de CS-E 810 establece que para que un motor de turbina sea certificado, "se debe demostrar que cualquier compresor o álabes de turbina individuales serán contenidos después de la Falla y que no puede surgir ningún Efecto Peligroso para el Motor como resultado de otro daño al Motor que probablemente ocurra antes de que el Motor se apague después de una Falla de álabes". [24]
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