Usura e durata di struttura e componenti

[beluga]

Vorrei affrontare un argomento che si è innescato in un'altrea sezione del forum, meno opportuna a mio avviso.
http://www.md80.it/bbforum/viewtopic.ph ... 791#221791

Non è la solita diatriba se è più bello o comodo o entusiasmante da pilotare un A320 o un 737. Cito l'incipit della discussione, tratto da una frase postata da un altro utente, che mi ha ingenerato alcuni dubbi...

"......e poi comunque fossero airbus vecchi di 20 anni magari una piccola preoccupazione me la avrei ma di aerei boeing che durano molto più nel tempo c'è da fidarsi abbastanza".

a voi la parola....

[puffdead]

[FAS]

be se pensi ad alitalia che vola con md80 datati e vanno ancora da dio... e poi comunque fossero airbus vecchi di 20 anni magari una piccola preoccupazione me la avrei ma di aerei boeing che durano molto più nel tempo c'è da fidarsi abbastanza.

parole sante!

[FAS]

adesso mi vado a fare un test per la determinazione della concentrazione relativa di alcool nel sangue! poi torno!

ciao

[beluga]

Uno dei quesiti principali che volevo porre, ispirandomi alla querelle di cui sopra. è:
- dove sono generalmente localizzati i fenomeni corrosivi che possono generarsi su un'aereo (intendo la struttura) o sugli accessori (es. carrello)?
e inoltre:
- di che tipo di corrosione si tratta?
- quali sono le cause?

ciao

[Holden]

Io sinceramente non capisco perchè un Airbus di 20 anni deve dare più preoccupazioni di un Boeing di 20 anni.... mah....

mah...


E comunque basti pensare al 737-800 della GOL, con sole 234 ore di volo...fiammante.. eppure, è andato giù anche lui...

[FAS]

Io sinceramente non capisco perchè un Airbus di 20 anni deve dare più preoccupazioni di un Boeing di 20 anni.... mah....

mah...


E comunque basti pensare al 737-800 della GOL, con sole 234 ore di volo...fiammante.. eppure, è andato giù anche lui...

infatti! anche io!

attendo fiducioso una spiegazione piú dettagliata!

[beluga]

Io sinceramente non capisco perchè un Airbus di 20 anni deve dare più preoccupazioni di un Boeing di 20 anni.... mah....

mah...


E comunque basti pensare al 737-800 della GOL, con sole 234 ore di volo...fiammante.. eppure, è andato giù anche lui...

Beh in quel caso si è trattato di una collisione in aria con un embraer


comunque nel link che ho riportato nell'aprire il 3Ad si parlava di fenomeni di corrosione più accentuati su AIB, tant'è che ho successivamente formulato il quesito sulla corrosione.

[FAS]

Io sinceramente non capisco perchè un Airbus di 20 anni deve dare più preoccupazioni di un Boeing di 20 anni.... mah....

mah...


E comunque basti pensare al 737-800 della GOL, con sole 234 ore di volo...fiammante.. eppure, è andato giù anche lui...

Beh in quel caso si è trattato di una collisione in aria con un embraer


comunque nel link che ho riportato nell'aprire il 3Ad si parlava di fenomeni di corrosione più accentuati su AIB, tant'è che ho successivamente formulato il quesito sulla corrosione.

corrosione => fatica => dipartimento di fatica e controllo del danno AIB per daily repair request li conosco qualcuno.....

[taxidriver]

Mha a me sembra un'affermazione mooolto azzardata quella di enunciare questa PRESUNTA differenza ta Airbus e Boeing,per carità tutto è possibile.....,ma non si può affermare una cosa del genere così senza una spiegazione oggettiva,altrimenti personalmente la ritengo un'affermazione certamente non valida...
Aquesto punto chiederei un commento a qualcuno che opera nelsettore manutenzione o che ne sappia comunque più di me,fino ad allora o ad ulteriore spiegazione secondo me è una str...a....
Saluti,Valerio

P.S benvenuto anche da parte mia a Puffdead

[FAS]

si parlava di fenomeni di corrosione più accentuati su AIB, tant'è che ho successivamente formulato il quesito sulla corrosione.

lo afferma qualcuno che conosce di sicuro molto da vicino la flotta airbus e la flotta boeing tanto da potersi permettere questa comparazione...
ma chi é!
ci puó dare informazioni piú dettagliate...
approfondiamo, facciamo informazione..

[libelle]

Secondo me confrontare la durata di un Boeing con un Airbus e fare paragoni mi sembra un pò come parlare del sesso degli angeli.
Non capisco poi su che cosa si possa basare "La durata" di un aereo visto che è fatto da tantissime parti. Io penso che Boeing avrà i suoi pregi e i suoi difetti più o meno allo stesso livello di Airbus.
Penso anche che la durata e il mantenimento dello stato di efficienza dell'aereo dipenda senz'altro a priori dalla qualità con cui è costruito, ma anche come è mantenuto negli anni da chi lo possiede in esercenza.

[libelle]

- dove sono generalmente localizzati i fenomeni corrosivi che possono generarsi su un'aereo (intendo la struttura) o sugli accessori (es. carrello)?
e inoltre:
- di che tipo di corrosione si tratta?
- quali sono le cause?

Sui fenomeni corrosivi in ambito aeronautico è stato scritto molto e anche la FAA ha diffuso varie pubblicazioni estremamente tecniche e precise che costituiscono un pò la Bibbia del manutentore.
Le corrosione può svilupparsi in molte parti della struttura e rappresenta una degenerazione elettrochimica del metallo che può manifestarsi (in modi più o meno visibili ad occhio nudo) in forme più o meno critiche.
Si parla di corrosione galvanica quando il metallo delle strutture (alluminio) è attaccato da una degenerazione scatenata da fenomeni elettrolitici per il contatto diretto con un metallo che genera il potenziale corrosivo (anodo) sul metallo corroso (catodo). Condizione necessaria e sufficiente è quindi il contatto diretto di due metalli diversi tra loro, di cui uno corrode l'altro. Per avviare il processo di corrosione galvanica serve anche un elemento ponte che scateni e mantenga attivo il fenomeno. L'elemento può essere l'umidità, la sporcizia in generale o anche vecchio grasso o lubrificante igroscopico applicato impropriamente. Per questo motivo mai inserire (ad esempio) viteria in acciaio sulle strutture in alluminio. Può scatenarsi corrosione.
La corrosione può sorgere anche per perdita da impianti di fluidi corrosivi. Un problema classico sugli aerei di AG è la perdita di acido dalla batteria che attacca le strutture dell'aereo spesso con danni molto gravi.
La corrosione può essere scatenata addirittura anche da microorganismi che colonizzano certe parti molto variegate.
Per quanto riguarda la durata delle strutture, anche lo stress per fatica può accorciare notevolmente la vita di una parte. La corrosione generalmente inizia dove già si è manifestato un cedimento (anche microscopico) di un metallo sottoposto ad un ciclo eccessivo di carico che ha subito una iniziale rottura interna, anche se non manifesta.

Per chi volesse approfondire questo argomento consiglio la lettura di queste circolari FAA indispensabili:

FAA AC 43-4A Corrosion control for aircraft
FAA AC 43-132 Accettable methods, techniques and practices Aircraft Inspection, Repair & Alterations - chapter 6 "Corrosion Inspection & Protection"

[beluga]

Grazie libelle

ciao

[pippo682]

Visto che l'amico puffdead ha cominciato, e che il suo avatar è il logo della Piper, gli racconto una cosa sul Piper PA-18. Questo mitico e meraviglioso aereo (con il quale ho il piacere di volare di quando in quando) soffriva di un grave fenomeno di corrosione nei montanti alari, che ha portato alla perdita di qualche velivolo. In pratica nel vertice del montante alare c'era un foro attraverso il quale passava il bullone che lo fissava al longherone dell'ala. Questo foro permetteva il passaggio di acqua e umidità che si depositava sul fondo del montante, vicino al carrello, e che col passare del tempo si corrodeva. Era prevista una lunga e noiosa procedura per controllare lo stato del montante. Alla fine hanno fatto i montanti sigillati, e credo proprio che in giro per il mondo li abbiano sostituiti ormai tutti....

[beluga]

Per rimanere in tema con il post di pippo682 che chiama in causa la presenza di umidità:
ho letto in un altro tread sulla determiniazione del MTOW, che il peso a vuoto di un aereo può variare nel tempo per effetto dell'umidità assorbita.
Mi chiedevo se questa umidità, se assorbita ad esempio dai pannelli coibenti della fusoliera, può:
1) in qualche modo condensare, generando fenomeni corrosivi localizzati in alcuni punti della struttura
2) citando una delle cause elencate da Libelle, favorire lo sviluppo di microorganismi che innescano fenomeni corrosivi (presumo dovuto ai prodotti del loro metabolismo)

In entrambi i casi presumo che tali fenomeni abbiano una dinamica tale da poter essere individuati in occasione della manutenzione approfondita periodica (scusatemi se non la chiamo con il termine appropriato...è il check D, forse?), giusto?

ciao

[FAS]

La corrosione generalmente inizia dove già si è manifestato un cedimento (anche microscopico) di un metallo sottoposto ad un ciclo eccessivo di carico che ha subito una iniziale rottura interna, anche se non manifesta.

io direi che:

i fenomeni corrosivi impoveriscono il comportamento a fatica della struttura


"la corrosione é la distruzione del metallo dovuto a fenomeni chimici o elettrochimici"

[FAS]

Per rimanere in tema con il post di pippo682 che chiama in causa la presenza di umidità:
ho letto in un altro tread sulla determiniazione del MTOW, che il peso a vuoto di un aereo può variare nel tempo per effetto dell'umidità assorbita.
Mi chiedevo se questa umidità, se assorbita ad esempio dai pannelli coibenti della fusoliera, può:
1) in qualche modo condensare, generando fenomeni corrosivi localizzati in alcuni punti della struttura
2) citando una delle cause elencate da Libelle, favorire lo sviluppo di microorganismi che innescano fenomeni corrosivi (presumo dovuto ai prodotti del loro metabolismo)

In entrambi i casi presumo che tali fenomeni abbiano una dinamica tale da poter essere individuati in occasione della manutenzione approfondita periodica (scusatemi se non la chiamo con il termine appropriato...è il check D, forse?), giusto?

ciao

ti rispondo si per la uno....

alcuni componenti critici vengono ispezionati senza aspettare il check D...

i trunion di alcuni velivoli vengono ispezionati visual anche ogni 100 FC

[beluga]

Scusa marcello ma:
FC = cicli?
trunion =

A proposito del primo post intendevi dire che non sono le microcricche ad innescare la corrosione ma un incipiente corrosione genera le microcricche, dalle quali poi il fenomeno potrebbe svilupparsi ulteriormente, diminuendo la resistenza a fatica della struttura?

[FAS]

Scusa marcello ma:
FC = cicli?
trunion =

A proposito del primo post intendevi dire che non sono le microcricche ad innescare la corrosione ma un incipiente corrosione genera le microcricche, dalle quali poi il fenomeno potrebbe svilupparsi ulteriormente, diminuendo la resistenza a fatica della struttura?

la corrosione puó innescare le cricche!

FC cicli di volo

trunion é un "albero metallico" che supporta il flap!

[FAS]

la corrosione mangia materiale!
venendo a mancare materiale (sgretolato dalla corrosione) oltre a crearsi la condizione per l'inizio della frattura, lo stress presente aumenta e quindi la parte "incriminata" ha un comportamento a fatica diverso da quell odi progetto...

[beluga]

la corrosione mangia materiale!
venendo a mancare materiale (sgretolato dalla corrosione) oltre a crearsi la condizione per l'inizio della frattura, lo stress presente aumenta e quindi la parte "incriminata" ha un comportamento a fatica diverso da quell odi progetto...

Dall'intervento di Libelle avevo inteso che fosse la fatica, lo stress del materiale in determinati punti più sollecitati a generare la cricca, a sua volta poi punto origine di fenomeni corrosivi.

[FAS]

la corrosione non é un fenomeno dovuto a fatica!
ma la corrosione é critica per la fatica

la fatica puó generare le fratture nel materiale indipendentemnete dalla presenza della corrosione

la corrosione impoverisce il comportamento a fatica della struttura.

[beluga]

la fatica puó generare le fratture nel materiale indipendentemnete dalla presenza della corrosione

..dalle quali può partire la corrosione, impoverendo il comportamento a fatica. OK- ora credo di aver capito (è lunedì, tienilo bene a mente )

Per fratture e cricche si intende lo stesso fenomeno, vero?

Ma in definitiva,
facendo l'avvocato del diavolo , ammettendo, o ipotizzando, l'utilizzo di metalli o leghe leggermente diverse, processi di assemblaggio diversi, vernici e trattamenti superficiali diverse, i fenomeni di cui abbiamo discusso fin'ora, potrebbero (a parità di condizioni di utilizzo del mezzo) svlilupparsi in maniera differente tra i vari modelli, premesso che con i vari interventi manutentivi con frequenze rigorose prestabilite, non mi aspetterei fenomeni significativi da pregiudicare la sicurezza del velivolo, anche dopo 20 anni e più?

[puffdead]

ecco il punto

[beluga]

ecco il punto

Si, puffdead, ma nell'altro 3AD sembrava tu avessi emesso una sentenza, senza leggercene però gli "atti" (scusate se ho mutuato dei termini da giurisprudenza)!
Quello che vorremmo sono dei dati che vadano a suffragare le tue affermazioni...non me ne volere, ma il "per sentito dire da...." mi sembra un po' troppo aleatorio!

ciao

[puffdead]

be mi sembra invece di essere veramente ad un processo e nn in un forum di discussione messe le cose in questi termini. Io nn sono un tecnico, ci lavoro e basta sugli aeroplani, quelle che ho riportato sono parole di un paio di tecnici con cui ho parlato qualche volta. Se poi si è voluto creare un 3AD su tutto questo è perchè evidentemente questo mette dei dubbi anche in chi è convinto del contrario, e anche io sarei curioso di trovare conferme o smentite a queste parole.

[Snap-on]

Ribadisco il concetto che ogni aeroplano soffre di problemi dettati dall'usura e dalla corrosione.

L'utilizzo in particolari condizioni come l'ambiente marino o il trasporto di carichi particolari, possono degradare la struttura e aumentare la probabilità di corrosioni estese.

Ogni costruttore, (perlomeno di quelli che io conosco) in base alle conoscenze dettate dall'utilizzo da parte dei suoi clienti, prevede un programma di controllo e prevenzione [CPCP Corrosion Prevention Control Program)] che viene integrato al normale programma di manutenzione.

Questi controlli sono in aggiunta ai normali controlli effetuati durante i check manutentivi e prevedono specifiche ispezioni localizzate ( anche con l'usilio di CND) su parti strutturali del velivolo che , in base all'esperienza, sono particolarmente soggette ai problemi di corrosione.

Ogni step di controllo genera un data base presso il costruttore , il quale , in base ai risultati può decidere se incrementare i processi ispettivi , se non addirittura prevedere la sostituzione di assiemi strutturali , ad una determinata scadenza ad ore o cicli della struttura.

In determinati casi, il costruttore stesso prevede già dei kit di riparazione in base ai risultati dell'ispezione CPCP.

Determinati tipi di ispezione strutturale vengono eseguiti sempre in occasione di check manutentivi molto invasivi (check C) e presso strutture di antenzione che hanno le certificazioni e il manpower per effetuare, se necessario, la sostituzione di parti strutturali complesse.

Ovviamente chi opera in tali settori deve avere il riconoscimento e l'approvazione da parte del costruttore delle competenze tecniche, delle attrezzature e del personale specifico .

La corrosione è una brutta bestia: ci sono velivoli che operano in ambiente salino che hanno problemi di corrosione già dopo pochi anni di attività, mentre velivoli che operano in climi secchi , presentano tali problemi solo dopo molti anni di servizio!

Saluti

Steve

[beluga]

be mi sembra invece di essere veramente ad un processo e nn in un forum di discussione messe le cose in questi termini. Io nn sono un tecnico, ci lavoro e basta sugli aeroplani, quelle che ho riportato sono parole di un paio di tecnici con cui ho parlato qualche volta. Se poi si è voluto creare un 3AD su tutto questo è perchè evidentemente questo mette dei dubbi anche in chi è convinto del contrario, e anche io sarei curioso di trovare conferme o smentite a queste parole.

Pensavo che fosse doveroso aprire un 3ad specifico, ma lungi da me l'idea di fare l'inquisitore, per le seguenti motivazioni:
1) perchè sull'altro eravamo andati clamorosamente O/T
2) per approfondire un argomento che altrimenti potrebbe avere delle ripercussioni soprattutto per alcuni amici che frequentano l'area "paura di volare" (ne convieni che quel "mi preoccuperei" è un tantino pesante)...

Personalmente non sono convinto del contrario di quanto hai affermato, ma di una cosa diversa, cioè (semplificando) che i fenomeni corrosivi in un aereo non siano una caratteristica dell'una o dell'altra casa costruttrice, ma siano determinati da tutta una serie di fattori, come ribadito in questo 3AD ed in molti altri su manutenzione e sicurezza degli aerei in relazione alla loro età. E da frequente fruitore (semplice pax ) di mezzi volanti di tutte le marche, mi rifiuto di pensare il contrario!

[Snap-on]

Io nn sono un tecnico, ci lavoro e basta sugli aeroplani, quelle che ho riportato sono parole di un paio di tecnici con cui ho parlato qualche volta

Nessuno mette in dubbio la tua buonafede nel riportare quanto ti è stato riferito. Metto in dubbio il fatto ce chi ti ha riferito queste cose non abbia mai partecipato ad un'ispezione di Base Maintenance su un qualsiasi velivolo!

Saluti

Steve

[Nicolino]

Bhè Marcello, premesso che è fantastico poter discutere con Voi tutti di questi argomenti, volevo chiederti come vi comportate in fase di progettazione. Sono convinto che operate per molte superfici con criterio fail safe, quindi supponendo che un certo materiale sia crinato o presenti danni. Così si progetta in meccanica della frattura, giusto? A questo punto, se la tua risposta è si, credo si progetti in zona A e B del diagramma di Paris (A rappresenta la zona a vita infinita per deltasigma lordi molto bassi o per cricche di ampiezza ridotta, B rappresenta la vita a termine sino a valori lontani, si spera, dal Kc che rappresenta il fattore di intensità delle tensioni a rottura, quando cioè il campo di tensione ha la tensione lorda nominale pari a quella di rottura e pertanto si giunge a rottura statica senza neppure un ciclo, così come per af che rappresenta la dimensione della cricca per cui si ha rottura statica dell'organo), anzi più che A, caso forse troppo ideale, sono convinto progettiate in zona B. Giusto? Poi volevo chiedere quali pezzi progettate con meccanica della frattura e quali per dimensionamento a fatica? Ora secondo la meccanica della frattura, fattori che incidono sono 1)la miscrostruttura, 2) le tensioni medie, 3)ambiente e 4)spessore. Credo che l'aspetto 1) sia studiato con opportuni miglioramenti della tecnologia di produzione dei materiali ma come vi comportate per contrastare il punto 2) e 3)? In questo ultimo, poi, ricade non solo il fenomeno corrosivo ma anche l'aspetto della temperatura (che presenta un gradiente elevato in prossimità di zero gradi e che secondo me rappresenta uno dei task più importanti in fase progettuale dato l'ambiente di esercizio ed i ripetuti cicli di stress termici cui sono sottoposti i velivoli e le componenti dei velivoli). Come vi comportate? Aumentate l'inclinazione della curva di Paris nella parte B? Cioè aumentate per ipotesi il valore di m=tg (alfa) ipotizzando un materiale di qualità inferiore riducendo così i deltak ammissibili e quindi tenendo basse le velocità di propagazione delle cricche? E per il 4)? Vale sempre la formula ASTM per lo spessore minimo? Modificate forma e spessore in funzione degli obiettivi?
Grazie e scusatemi se vi ho scocciato ma mi interessa capire se i miei ragionamenti sono sbagliati e dove....

[Nicolino]

miiii che pizza!!!

[FAS]

!!!Per Nicolino!!!


non scocci tranqui!

Ti scrivo che filosofia si adotta dalle mie parti....
Usiamo il digramma s-n. Sará lo stesso del tuo parigino?
Attenzione: la vita infinita é solo teorica!
Con il Kc che noi chiamiamo Kt usiamo il buon senso!,
Ad esemio! Per un hole isolato usiamo un Kt non piú piccolo di 3.0, se l'hole ospita un fastener possiamo scendere a 2.5. Per zone particolari della struttura come ad esempio gli edge delle door é preferibile usare dei valori sperimentali....(safety first). Comunque con il Kt si cerca sempre di essere conservativi. Solo se si ha ben presente il valore dello stress nell'area che calcoli allora puoi smanettare per ridurlo...ma solo se non devi metter la tua firma sotto il report del calcolo.

Non si parla di dimensionamento a fatica (il carico a fatica é 1.5 volte piu piccolo del carico ultimo-statico e viene considerato uguale al carico ultimo), ma si adottano soluzioni (geometrie) per optimizzare il percorso dello stress e favorire il comportamento a fatica della struttura. evitare knife edge, smooth surface, additional bending, edge margin, eccentricitá, posizione rivetti, passo rivetti, tipo rivetti, bla bla bla...
Spesso le soluzioni che vannno bene dal punto di vista statico non lo sono per la fatica, bisgona quindi sempre trovare un compromesso.

Tuette le parti del velivolo (della struttura principale, ata 52, 53, 54, 55, 56 e 57) sono giustificate a fatica. Si cerca di ottenere sempre un threshold 1.25 volte maggiore del design service goal del velivolo (anche per rendere comunque le riparazioni economiche) le parti che risultano avere un LF (life factor) < 6.25 vanno indagate con la damage tollerance (chiamando in gioco la meccanica della frattura) trovando un valore per l'intervallo di ispezione quello che poi trovi nelle ALI, negli MPD ect ect.

La regola generale da rispettare nella damage tollerance é che:
(ad esempio per la fusoliera dei Long Range) fissatta la lunghezza della crack finale (nel caso specifico tre frame bay 530 mm x3)
il residual gross-sectional strength della struttura con danno deve essere maggiore dell'ultimate stress. (dato dal deltap = internal pressure)

quindi la struttura con danno deve continuare a sostenere il carico ultimo


Tornando alla corrosione vorrei aggiungere che:
la crack iniziation e la crack growth period sono strettamente dipendenti dalle condizioni ambientali (gas e liquidi fx temperatura) e dallo spettro di carico di amplitudine variabile nel tempo (anni).
Per un velivolo in servizio in condizioni favorevoli alla corrosione l' accumulo del danno é causato dall'azione combinata di fatica e corrosione con mutua interazione.
Una volta che si é innescata la corrosione, la sua evoluzione dipende dalla load frequency e dalla forma dell'onda del ciclo di carico (missione di volo).

Materiali resitenti alla corrosione a volte non hanno una buona vita a fatica....e viceversa!

[beluga]

Marcello, anche se il tuo intervento va molto oltre quelle che sono le mie capacità di metabolizzazione , mi sembra di aver capito che, sullo stesso velivolo, in funzione del tipo di componente o accessorio si usino coefficienti di sicurezza diversi, calcolati con criteri specifici che tirano in ballo tutta una serie di variabili. é così?

Scusate la mia intromissione da profano in una discussione che si è fatta molto approfondita

PS: spero non ci sia Eretiko in giro, mi darà sicuramente delle bacchettate sulle nocche delle dita appena leggerà tutti gli strafalcioni che ho disseminato in questo 3AD

[FAS]

mi sembra di aver capito che, sullo stesso velivolo, in funzione del tipo di componente o accessorio si usino coefficienti di sicurezza diversi, calcolati con criteri specifici che tirano in ballo tutta una serie di variabili. é così?

Scusate la mia intromissione da profano

non hai nulla da scusarti! siam oqui per questo, e poi come ho gia detto: le domande non sono mai stupide, le risposte possono esserle

comunque i coefficienti di calcolo cambiano si!
ma non confonderli con il Life factor...per la vita a fatica deve essere sempre:
LF = unfactored fatigue life /Design Service Goal > 6.25

unfactored fatigue life = threshold x 5

il threshold ti da i cicli di vita del componente

oppure

LF = unfactored fatigue life /Estended Service Goal > 5.0

dove solitamente (ma dipende dalle missioni di volo):
ESG = 1.25 x DSG

supertato ESG il velivolo é buono sono per il museo (parliamo di liner)

nel calcolo della TH se non superi 1.25 il DSG bisogna investigare la damage tollerance e dare un intervallo di ispezione alla struttura che si sta considerando