Por Marcelo R. Cimino Argondizzo y equipo FULL AVIACION
Continuando con el hilo de nuestra primera entrega, referida ofrecimiento estadounidense por 12 cazas F-16A/B MLU (Mid-Life Upgrade), pertenecientes a la Royal Danish Air Force (RDAF). Intentaremos aportar elementos al análisis, en base a los diferentes procesos de ensayos estáticos y de fatiga, que implementó la USAF, en función de sostener el ciclo de vida, de los primeros bloques del sistema F-16 Fighting Falcon.
El primer prototipo del General Dynamics YF-16 voló en enero de 1974. Paso siguiente, se construyó una pre-serie compuesta por ocho prototipos (seis monoplazas más dos biplazas). El primer vuelo de un F-16A de producción se concretó en agosto de 1978. En tanto, este obtuvo su IOC en 1979 en el 388th Tactical Fighter Wing en Hill AFB (Air Force Base)
Cuando comenzó el desarrollo a gran escala, en enero de 1975, el fuselaje del Fighting Falcon se diseñó según los requisitos de ASIP (Aircraft Structural Integrity Program) bajo norma MIL STD-1530A. Cumpliendo con los requisitos de tolerancia de rotura MIL-A-83444.
Tanto los materiales, como los niveles de resistencia estructural del modelo, se pensaron para cumplir con un ciclo de vida operativa de 8.000 horas, con un factor de carga límite de 9 g, pensado para un peso bruto de 22.500 lb. Bajo una envolvente de vuelo, cuya distribución de misiones se pensó para: 55.5 % aire-aire, 20.0 % aire-tierra y 24.5 % general.
En este sentido, se realizaron ensayos estáticos a gran escala, con más de 100 condiciones de carga diferentes. Concluidos los objetivos de los ensayos estáticos, resultó que no se necesitarían modificaciones estructurales.
Paralelamente, también se realizaron ensayos de fatiga (durabilidad) a gran escala. El cual se completó en marzo de 1978. Como resultado del mismo, se produjeron algunas grietas cortantes en el mamparo de la sección central del fuselaje, de allí que se tomaron medidas para reforzar estas áreas en el modelo de producción. Además, se produjeron algunas otras grietas puntuales, producto de la concentración de tensiones, lo que también requirió ciertos cambios para el avión de producción.
Una vez introducido el Viper al servicio, casi de inmediato, el peso bruto de la aeronave comenzó a aumentar, debido al reencuadre operativo que se le asignó a modelo. Puntualmente, la nueva disposición de misiones pasó a ser: 28 % aire-aire, 57 % aire-tierra y 15 % general.
Como consecuencia, en 1981, General Dynamics realizó una evaluación de la nueva exigencia estructural del F-16; ahora tomando un peso bruto de 23,500 lbs*. Concluyendo que la misma aún se encontraba dentro de los parámetros de diseño (#desde el punto de vista de los ensayos estáticos). No obstante, no se podía determinar cómo incremento de peso, y el cambio de misión, incidirían a nivel vida útil (nuevos ciclos de fatiga). Puesto que aún, no se disponía de un número determinante de aeronaves en operaciones, con las cuales realizar un seguimiento metódico.
*A título informativo; el peso bruto de diseño del F-16C/D
Block 50 es de 28,750 lbs (5250 lbs más que los bloques iniciales).
A medida que avanzaban los diferentes bloques de construcción y a su vez, se implementaba el primer programa de estandarización de la flota (Pacer Loft. Program> Block 1, 5, 10). Se observó que los permanentes aumentos del peso, sumados los datos de sobre exigencia estructural, registrados por el IATP (Individual Aircraft Tracking Program), marcaron un aumento significativo del stress estructural y los indicadores de fatiga en la célula.
Como consecuencia; en febrero de 1984, la Oficina del Programa del Sistema F-16 (F-16 Systems Program Office) solicitó al entonces ASD/EN (Aeronautical Systems Division’s engineering and technical management organization), se efectúe una evaluación independiente del programa de integridad estructural del Figthing Falcon.
Ante la severidad observada, se implementó un proceso de ensayos estáticos y de durabilidad de gran escala. Durante los ensayos estáticos efectuados en octubre de 1987, puntualmente, el ala izquierda, falló aproximadamente al 85 % de la resistencia máxima de diseño. Entonces, se implementaron una serie de modificaciones en la estructura de prueba, que permitieron completar los estudios de tensión. De esta experiencia, surgirán luego, las modificaciones en el conjunto alar para los F-16 C/D, cuyo momento flector máximo, pasaría a ser un 25% más alto, respecto al de los F-16 A/B.
Por su parte, el programa de ensayos de fatiga (durabilidad) a gran escala, comenzó en septiembre de 1987. El propósito principal de los mismos era identificar las diferentes áreas críticas, resultantes por fatiga, que hubieran aparecido en la estructura, como resultado del uso más severo de la aeronave. Hacia octubre de 1989, los ensayos de fatiga contabilizaban 7.330 hs equivalentes (cyclic test hours)*, revelando la aparición de 15 áreas críticas.
En este punto, se dispuso a reemplazar los mamparos de fijación del conjunto alar, los cuales ya habían presentado las primeras grietas, a las 4000 hs equivalentes del proceso de ensayos. Al tiempo que, se realizaron los análisis de tolerancia a la rotura, así establecer los nuevos límites de seguridad, y de esta manera formular los requisitos de inspección, para todas las áreas críticas descubiertas.
*Respecto a la hora de ensayo equivalente (cyclic test hours): vale aclarar que 1 hora de ensayo en banco, representa en todo su espectro, un valor significativamente mayor que 1 hora de vuelo.
Dos años más tarde (1991), la USAF a través de la ASD/EN, encaró un nuevo programa de pruebas estáticas y excitación de ciclos de fatiga, donde se detectaron 3 nuevas áreas críticas en el fuselaje; que se sumarían a las 15 determinadas en los ensayos de fatiga de 1987/1989.
Paralelamente, la flota F-16 comenzaba a presentar los problemas de agrietamiento, determinados en los testeos a gran escala. Además, las aeronaves en servicio evidenciaron 2 nuevos puntos de fatiga, que no habían sido identificadas en las pruebas de banco. Uno de ellos en una pestaña de fijación de mamparo del ala, y otro, en un mamparo de fijación del estabilizador vertical (estación 479).
Por otra parte, a través de métodos de análisis, se siguieron detectando puntos críticos. mientras que, se estudiaban los datos obtenidos por los diferentes “flight recorded data”, en aras observar la severidad del pilotaje y su incidencia sobre la célula.
Finamente, el equipo de revisión concluyó que el potencial de futuros problemas de servicio era alto e hizo una serie de recomendaciones con respecto a futuras inspecciones y modificaciones. Tal es así que, a mediados de 1995 se habían descubierto, aún más grietas, estas generalmente bastante cerca, de las ocurridas durante los diferentes programas de de ensayos estáticos y de fatiga.
#Hasta aquí, referencia de lo vertido: Aging of U.S. Air Force Aircraft: Final Report | The National Academies Press (nap.edu) (pag 96/97/98)
Aplicaciones
De los diferentes ensayos de fatiga, surgieron los parámetros con los cuales establecer los planes de reparación y modificación estructural de los F-16 A/B, C/D (ver imágenes). Estos fueron; en primer término, el programa FALCON UP y unos años más tarde el programa FALCON STAR.
Aunque en la práctica los Blocks 25/30/32, no fueron sometidos al Falcon UP, en paralelo a las campañas de ensayos estáticos y de fatiga, a estos ejemplares les aplicaban mediante el programa SLIP (Service Life Improvement Program), las diversas soluciones estructurales surgidas en los tests. Estas mejoras fueron llevadas adelante por el Air Combat Command de EEUU, permitiendo que los aviones sometidos a los up grades adquirieran una configuración estructural, similar a los por entonces «nuevos» Block 40/42 de fábrica. Y así garantizar 6.000 horas de vuelo en los citados, y un Service Life Extension Program para los F-16A/B, a fin de asegurar para estos aviones, una vida útil de 8.000 horas.
Más allá de las modificaciones propias del perfil de misión F-16C/D Block 40/42 y su equipamiento, inherentes al tren de aterrizaje. Este fue el primer Block de F-16 sometido a la mejora estructural mediante el programa Falcon UP, desde su construcción. Las unidades pertenecientes a estos Blocks recuperaron la expectativa de 8000 horas de vuelo.
De todas formas, no sería hasta la aparición del F-16 C/D Block 50/52, que la estructura del Viper tuviera verdaderamente un rediseño interno, que no recurriera a soluciones refuerzo «extras», de las aplicadas sobre el diseño primitivo.
Conclusión
Volviendo a los F-16 A/B MLU (Mid-Life Update) europeos, los mismos tuvieron su propio programa de refuerzos estructurales, denominado PACER SLIP (Aircraft Structural Integrity Program), que incluyó la aplicación de la propuesta de cambio de ingeniería (Engineering Change Proposal – ECP) 1910 . La misma consistía básicamente, a las soluciones del programa FALCON UP, aplicado a los Viper estadounidenses.
A modo de ejemplo, después de completar la actualización Mid-Life (MLU), Los F-16 europeos incorporaron un nuevo sistema de análisis de fatiga y evaluación de combate (Fatigue Analysis & Combat Evaluation – FACE). Al tiempo que se tomaron varias precauciones para evitar cargas innecesarias en la raíz del ala. Entre ellas, la recomendación del uso menos frecuente de los tanques de combustible externos. Y en caso de usarlos, tomar la precaución aplicar límites “g” reducidos, hasta que los mismos estén vacíos. Y mandatorio de, consumir el combustible de los tanques externos antes, que el de los tanques internos. (1)
Como verá estimado lector, no todos los F-16 son iguales y no todos los Viper tienen las mismas posibilidades. De hecho, en apenas unos cinco años, el grueso de los Blocks primigenios, desaparecerán como estándar.
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(1) – En la próxima y última entrega, aportaremos conclusiones sobre los F-16 MLU daneses, de cuales serán los únicos Fighting Falcon con horizontes de vida y los programas venideros.
Continuará en una tercer y última entrega.
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