Directive visant le personnel (DP)

Procédures d'approbation de modifications et de réparations aux structures d'aéronef tolérantes aux dommages

Dossier N° : 5009-32-2 DP N° : 513-001
SGDDI N° : 654839-V3 Édition N° : 02
Direction d'émission : Certification des aéronefs Date d'entrée en vigueur : 2004-02-06

1.0 Introduction

1.1 Objet
1.2 Directives d'applicabilité
1.3 Description des changements
1.4 Abrogation

2.0 Références

2.1 Documents de référence

3.0 Contexte

4.0 Procédures d'approbation - Généralités

5.0 Procédures d'approbation - Résistance statique

6.0 Procédures d'approbation - Évaluation de la tolérance aux dommages (ETD) et limites de navigabilité

6.1 Généralités
6.2 ETD finale et limites de navigabilité terminées
6.3 ETD finale incomplète
6.4 Exceptions relatives à l'approbation initiale fondée sur une ETD provisoire
6.5 Réparations temporaires

7.0 Aéronef commercial assujetti à un programme de maintenance approuvé

8.0 Données sur les modifications et les réparations fournies par le constructeur de l'aéronef original

9.0 Questions reliées à la délégation de pouvoirs

10.0 Ressource à l'administration centrale

Annexe A - « Méthodologie simplifiée » - Lignes directrices pour l'évaluation de la tolérance aux dommages pour le découpage de structures de fuselages simi-monocoques

1.0 Introduction

1.1 Objet

La présente DP a pour objet de fournir des procédures et directives relatives à l'approbation de modifications et de réparations prévues pour les structures d'aéronef tolérantes aux dommages.

1.2 Directives d'applicabilité

Le document présent s'applique au personnel de la Certification des aéronefs de l'Administration centrale et des Régions, ainsi qu'aux délégués.

1.3 Description des changements

La présente édition de la DP 513-001 apporte une correction à l'exemple du calcul présenté à l'Annexe A.5.2 de la DP 513-001 édition 01, cependant le restant de son contenu demeure le même. L'édition 01 a été publiée afin de remplacer la Directive visant le personnel - Certification des aéronefs (DPCA) n° 14, édition n° 1, en date du 4 mai 2001. Le contenu a été révisé afin de tenir compte des pratiques actuelles relatives à l'approbation des modifications et des réparations prévues pour les structures d'aéronef tolérantes aux dommages.

1.4 Abrogation

Le document présent ne comporte pas de clause abrogatoire, mais sera périodiquement révisée afin de s'assurer de la pertinence de son contenu.

2.0 Références

2.1 Documents de référence

Les documents de référence suivants sont destinés à être utilisés conjointement avec le document présent :

  1. Chapitre 505 du Manuel de navigabilité (MN) - Délégation de pouvoirs;
  2. Chapitre 511 du MN - Approbation de la définition de type d'un produit aéronautique;
  3. Chapitre 525 du MN - Avions de la catégorie transport;
  4. Circulaire consultative au Manuel de navigabilité (AMA) 505C/1 - Délégué à l'approbation de conception (DAC);
  5. Directive visant le personnel - Certification des aéronefs (DPCA) n° 11 - Approbation de limitations de navigabilité - Projets régionaux de certification d'aéronefs;
  6. Directive visant le personnel - Certification des aéronefs (DPCA) n° 22 - Procédures d'approbation - Modifications de conception d'origine canadienne apportées à la définition de type;
  7. « U.S. Department of Transportation, Federal Aviation Administration (FAA) Advisory Circular (AC) » :
      
    1. 25.1529-1 - « Instructions for Continued Airworthiness of Structural Repairs on Transport Airplanes »;
    2. 43.13-1B - « Acceptable Methods, Techniques, and Practices - Aircraft Inspection and Repair ».

3.0 Contexte

Après l'incorporation de toute modification ou réparation à un aéronef dont la base de certification contient des exigences sur la tolérance aux dommages (TD), il convient de s'assurer du maintien de cette tolérance. Les exigences de TD peuvent être incorporées dans la base de certification d'un aéronef de l'une ou l'autre des deux façons suivantes :

  1. Pour les aéronefs de la catégorie transport certifiés en vertu de la norme du chapitre 525 du Manuel de navigabilité (MN) (« FAA 14 CFR Part 25 » comprenant la modification 25-45), ou des exigences équivalentes, il faut démontrer que ces aéronefs sont, par leur base de certification, tolérants aux dommages. D'autres catégories d'aéronefs sont assujetties à des dispositions similaires; ou
  2. Les aéronefs de la catégorie transport certifiés en vertu de normes antérieures ont parfois été assujettis à des programmes d'inspections supplémentaires obligatoires imposés par des consignes de navigabilité (CN). On doit considérer que ces aéronefs sont tolérants aux dommages en ce qui concerne les détails des dessins assujettis aux inspections supplémentaires et, en ce qui concerne les modifications et réparations proprement dites, lorsque la configuration modifiée ou réparée est inférieure du point de vue de la fatigue à la configuration originale. Les exigences relatives aux dommages causés par une source discrète dont il est question à la sous-partie 525.571(e) du MN ne s'appliquent pas.

Dans la circulaire consultative au Manuel de navigabilité (AMA) 505C/1, on stipule que la TD est une fonction pour laquelle ni un délégué à l'approbation de conception (DAC) ni un ingénieur désigné (ID) ne peut recevoir de délégation lui permettant de juger du respect des exigences. On peut toutefois accorder une telle délégation à des personnes qualifiées lorsqu'il s'agit de modifications et de réparations ordinaires qui touchent un seul compartiment de cadre ou de revêtement de constructions de fuselage semi-monocoque situé à bonne distance de tous gradients de contraintes importants. Ces personnes qualifiées doivent avoir démontré qu'elles possèdent une connaissance pratique des techniques d'évaluation de la tolérance aux dommages (ETD) et les travaux d'analyse et d'approbation doivent être exécutés conformément à une méthodologie reconnue par Transports Canada, Aviation civile (TCAC), Certification des aéronefs (voir la rubrique 9.0).

Les limites de navigabilité nécessaires à l'appui d'une conception prévoyant une TD doivent être approuvées par le chef d'ingénierie de l'Administration centrale (AARDD). Le gestionnaire régional de la Certification des aéronefs peut également approuver les limites de navigabilité nécessaires à l'appui d'une demande de TD en regard de modifications ou de réparations à des conceptions de type certifié existantes, conformément aux dispositions figurant dans la DPCA n° 11. Le gestionnaire régional de la Certification des aéronefs doit fonder son approbation d'une limite de navigabilité sur la recommandation d'acceptabilité fournie par un spécialiste en ETD de TCAC (de l'Administration centrale ou d'une Région) ou sur ses propres constatations s'il est lui-même spécialiste de la TD.

Les modifications à un programme d'inspections supplémentaires doivent être approuvées par le chef du Maintien de la navigabilité de l'Administration centrale (AARDG).

La délégation à des personnes ou à des organismes des pouvoirs de constatation de conformité de TD et de durée de vie sûre et conformément à l'article 52X.571 du MN nécessite l'approbation du gestionnaire des Structures des aéronefs de l'Administration centrale.

4.0 Procédures d'approbation - Généralités

La réalisation d'une modification ou d'une réparation sur un aéronef tolérant aux dommages doit être évaluée de façon à déterminer si elle touche un élément de la structure principale (ESP) ou si elle introduit un nouvel ESP. Aux fins de la présente DP, on définit un ESP comme étant toute partie d'un aéronef (ou toute zone de détail de conception d'une partie plus grande de l'aéronef, comme le fuselage) qui supporte des charges en vol, au sol ou de pressurisation, et dont la défaillance pourrait entraîner la perte de l'aéronef. Lorsque la modification ou la réparation touche un ESP ou a un certain impact sur lui, il devient nécessaire d'effectuer une ETD en plus de démontrer que la conception ainsi modifiée continue de satisfaire à toutes les autres exigences de la base de certification de l'aéronef. Lorsqu'il n'y a aucun impact sur un ESP, il suffit de démontrer de la façon habituelle que la conception modifiée continue de satisfaire à toutes les autres exigences de la base de certification de l'aéronef.

Les ingénieurs régionaux de Certification des aéronefs sont toujours responsables de l'émission des certificats de type supplémentaire (CTS) et des certificats de conception de réparation (CCR) conformément aux procédures mentionnées dans la DPCA n° 22. Les aspects ayant trait à la TD de ces approbations sont assujettis au respect des critères suivants :

  1. des considérations identifiées dans ce document;
  2. les exigences pour l'approbation des limitations de navigabilité spécifiées dans le DPCA n° 11;
  3. les facteurs identifiés dans la DPCA n° 22 pour assister à la décision de gérer le projet.

L'approbation de toute modification ou réparation à la structure d'aéronef tolérante aux dommages doit contenir les éléments suivants :

  1. une évaluation de la résistance statique;
  2. une ETD précisant les effets sur des ESP existants ou nouveaux;
  3. une révision et une approbation de l'ETD par un spécialiste en TD de TCAC ayant une spécialisation dans les méthodes de TD ou une approbation par une personne ou un organisme à qui l'on a délégué le pouvoir de faire des constatations de conformité aux exigences de TD;
  4. une approbation de TCAC de toutes limites de navigabilité nouvelles ou révisées, lorsque cela s'avère nécessaire.

5.0 Procédures d'approbation - Résistance statique

Avant qu'un aéronef modifié ne soit remis en service, la résistance statique de toute modification ou réparation à la structure doit être mesurée et approuvée soit par TCAC soit par un délégué dûment autorisé.

6.0 Procédures d'approbation - Évaluation de la tolérance aux dommages (ETD) et limites de navigabilité

6.1 Généralités

Une ETD d'une modification ou d'une réparation peut donner lieu à une ou plusieurs limites de navigabilité nouvelles ou révisées, ou les deux, reliées à la modification ou à la réparation. Lorsque l'ETD indique qu'aucune limite nouvelle ou révisée n'est requise, l'ETD d'appui ou l'exposé justificatif doit être inclus dans les données de justification pour l'approbation. Une ETD de la structure touchée doit normalement être effectuée par le demandeur et approuvée par TCAC, ou par une personne ou organisme à qui l'on a délégué le pouvoir de signature des évaluations de TD, avant que l'aéronef ne soit remis en service (voir également la rubrique 6.2). TCAC peut autoriser des limites de navigabilité fondées sur des évaluations de TD préliminaires, qui sont de nature provisoire en attendant l'achèvement de l'ETD finale et des limites de navigabilité connexes (voir la rubrique 6.3). Il faut noter que même si une limite de navigabilité est de nature provisoire, elle n'en demeure pas moins une limite de navigabilité. Le fait de laisser une limite de navigabilité limitée dans le temps expirer sans prendre les mesures de résolution appropriées a normalement pour conséquence que l'aéronef ne satisfait plus à sa base de certification. Les limites de navigabilité qui découlent des ETD sont habituellement présentées en termes de seuils et d'intervalles de répétition des inspections avec des paramètres d'inspection prescrits qui comprennent notamment, mais non exclusivement : le type de méthode d'inspection à utiliser et une description de la zone à inspecter. Les instructions d'inspection prescrites devraient être suffisamment complètes pour améliorer la probabilité de détection de toute fracture. Les inspections peuvent être déterminées selon les cycles de vol, les cycles d'opérations spéciales, les atterrissages, le calendrier ou d'autres paramètres pertinents - identifiés comme étant davantage limitatifs pour l'ETD. Les limites de navigabilité exigées en appui de modifications ou de réparations à des aéronefs tolérants aux dommages doivent être approuvées soit comme révisions soit comme suppléments aux documents approuvés portant sur les limites de navigabilité des aéronefs devant être modifiés. Les révisions ou suppléments aux documents de limites de navigabilité approuvés doivent être intégrés par renvoi au document d'approbation de la modification ou de la réparation.

Le fait, pour un demandeur, de ne pas finaliser régulièrement les ETD nécessaires à l'intérieur de la période provisoire prescrite, ou de demander des prolongements répétés de ladite période provisoire, peut constituer une grave préoccupation par rapport à la navigabilité de l'aéronef en cause. En pareil cas, il ne conviendrait peut-être pas que TCAC autorise ce demandeur à continuer à se prévaloir des dispositions des rubriques 6.3, 6.4 ou 6.5.

6.2 ETD finale et limites de navigabilité terminées

Dans ce cas, tous les travaux d'ETD sont effectués et toutes les limites de navigabilité sont en place avant que l'aéronef ne soit remis en service. L'analyse de la TD est transmise à TCAC pour approbation, accompagnée, le cas échéant, de la recommandation d'un délégué, à moins qu'une telle approbation ne soit déléguée à la personne responsable de la conception des réparations conformément aux procédures convenues avec TCAC. L'aéronef est remis en service une fois que l'analyse est approuvée, que toutes les limites de navigabilité nécessaires ont été approuvées, et que la modification ou la réparation a été approuvée. Certaines autorités de réglementation étrangères peuvent exiger que des limites de navigabilité permanentes relatives aux aéronefs immatriculés dans leur propre pays soient en place avant d'accepter une modification ou une réparation effectuée à l'extérieur de ce pays.

6.3 ETD finale incomplète

Dans ce cas, TCAC peut autoriser l'utilisation de limites de navigabilité de nature provisoire en attendant l'achèvement de l'ETD finale reliée à la modification ou à la réparation. Le demandeur doit soumettre les limites de navigabilité devant être utilisées au cours de la période provisoire pour fins d'approbation avant que l'aéronef ne soit remis en service. La durée d'utilisation maximale d'une limite de navigabilité provisoire ne devrait pas dépasser 12 mois civils. Une ETD préliminaire est requise pour appuyer la validité de la limite de navigabilité pendant la période provisoire. Une personne qualifiée doit effectuer l'ETD préliminaire afin d'établir la validité des limites de navigabilité provisoires. La précision requise de l'ETD préliminaire sera fonction de la nature plus ou moins critique de la modification ou de la réparation. Dans tous les cas, on doit être confiant que la limite de navigabilité spécifiée est conservatrice ou qu'elle est autrement appuyée par des données analytiques ou d'essai et soumise à TCAC pour fins d'approbation ou à une personne ou organisme à qui l'on a délégué le pouvoir de signature des évaluations de TD.

Dans le cas de modifications et de petites réparations comprenant des pénétrations du fuselage d'une structure de fuselage semi-monocoque, la restauration de la résistance statique et la vérification qu'il n'y a eu aucune perte significative de résistance à la fatigue devraient normalement permettre d'appuyer une limite de navigabilité provisoire d'une durée comprise entre 6 et 12 mois. Dans les cas plus critiques, une analyse préliminaire (appuyée au besoin par des essais) serait exigée avant la remise en service de l'aéronef modifié; et une telle ETD devrait normalement fournir des intervalles d'inspection révisés et possiblement des méthodes d'inspections révisées. Dans les cas moins critiques, l'ETD peut indiquer que les méthodes et les intervalles d'inspection existants sont toujours valides, ou qu'aucune nouvelle inspection ni méthode n'est exigée.

Les limites de navigabilité doivent être spécifiées et émises conformément aux procédures convenues avec TCAC ou dans un document de limite de navigabilité qui doit être approuvé par TCAC et être inclus par renvoi dans le document d'approbation. L'approbation de limite de navigabilité doit comprendre des dispositions visant à s'assurer qu'une limite de navigabilité permanente remplace la limite de navigabilité prévue pour une utilisation provisoire. Pour ce faire, il faut normalement stipuler :

  1. une limite de temps pour la validité de la limite de navigabilité utilisée pendant la période provisoire après laquelle l'aéronef sera considéré comme n'étant plus en état de navigabilité;
  2. que la limite de navigabilité utilisée pendant la période provisoire devra être remplacée par une inscription de révision approuvée (dans le supplément approuvé ou une révision à l'article de Navigabilité du document de maintenance qui contient les limites de navigabilité) qui précise les instructions pour le retrait ou le remplacement de la limite de navigabilité provisoire.

Lorsque des circonstances exceptionnelles le justifient, TCAC peut accorder une période de prolongation de 3 mois aux limites de navigabilité utilisées pendant la période provisoire. La prolongation sera approuvée et mise en ouvre selon les mêmes modalités que pour la limite de navigabilité originale utilisée pendant la période provisoire.

6.4 Exceptions relatives à l'approbation initiale fondée sur une ETD provisoire

Une durée d'utilisation provisoire peut ne pas être nécessaire si une méthodologie déterminant l'étendue de la modification ou de la réparation a été approuvée de concert avec un système de surveillance. Ce dernier système doit être suffisamment complet pour garantir avec confiance que les limites de navigabilité requises seront mises en place dans un délai convenable après l'introduction de la modification ou de la réparation. Le demandeur doit être en mesure de démontrer qu'il a les moyens de terminer l'analyse nécessaire, de produire tous les documents nécessaires relatifs aux limites de navigabilité ainsi qu'un système fiable lui permettant de consigner les analyses en suspens et de surveiller et d'effectuer les travaux encore en suspens en matière de TD. Le demandeur doit fournir des mises à jour régulières des analyses de la TD encore en suspens. Cette façon de procéder se limitera normalement à ceux qui construisent ou qui modifient des aéronefs et qui ont des relations professionnelles d'ETD bien établies avec TCAC.

L'aéronef est remis en service avant la fin de l'analyse de la TD, en vertu d'une approbation de l'évaluation de la résistance statique de la réparation ou de la modification et d'une ETD provisoire. Le demandeur doit avoir démontré par ailleurs qu'il est capable de terminer le processus d'ETD dans la période (ne pouvant dépasser un an) pour laquelle il a établi qu'aucune inspection relative aux limites de navigabilité n'était nécessaire. Le document d'approbation doit indiquer clairement la période au cours de laquelle l'analyse de la TD devra être terminée. Normalement, une telle situation ne s'applique pas à un ESP qui n'est pas à sécurité intégré, à moins d'une approbation spécifique de la part de TCAC.

6.5 Réparations temporaires

Même si les dispositions des rubriques 6.3 et 6.4 portant sur une durée d'utilisation provisoire d'une réparation permanente peuvent servir à une réparation temporaire d'un an maximum (s'il y a lieu), les réparations temporaires sont souvent reliées à des solutions à court terme. Les dispositions relatives aux réparations temporaires devraient être incluses dans un Manuel des procédures d'ingénierie des délégués ou dans un Manuel de procédures d'approbation de conception, selon le cas. À la fin de la durée d'utilisation provisoire, une réparation temporaire devra soit avoir respecté toutes les conditions de la procédure normale (ETD finale et limites de navigabilité terminées) et avoir été approuvée à titre de réparation permanente, soit être retirée de l'aéronef.

7.0 Aéronef commercial assujetti à un programme de maintenance approuvé

Les exploitants aériens commerciaux sont en mesure d'exercer une surveillance adéquate de la réalisation des inspections structurales obligatoires grâce à leurs programmes de maintenance approuvés par TCAC. Le programme de maintenance approuvé peut-être individuel ou peut inclure les inspections obligatoires ou les documents de limitation de navigabilité. Il est nécessaire de s'assurer que cette surveillance adéquate des inspections obligatoires demeure lorsqu'un aéronef passe d'un programme de maintenance à un autre, comme après un changement de propriétaire. En attendant la mise en place de procédures pertinentes à la consigne de chaque réparation, il convient de s'assurer que toutes les inspections exigées intéressant des aéronefs tolérants aux dommages qui ont été modifiés ou réparés sont bien qualifiées d'inspections obligatoires.

Une façon de faire acceptable de la part d'un exploitant pourrait consister à accumuler les limites de navigabilité exigées à la suite de modifications et de réparations, puis à les transmettre pour approbation à TCAC tous les trois mois. L'exploitant pourrait également choisir d'émettre des documents d'approbation équivalents, assujettis à la délégation autorisée par TCAC et conformément aux procédures convenues avec TCAC.

8.0 Données sur les modifications et les réparations fournies par le constructeur de l'aéronef original

Certains constructeurs canadiens préparent les documents et les protocoles de suivi des données connexes pour les dérogations structurales et les réparations. Citons en exemple le programme de Dérogation structurale, d'inspection et de réparation qui s'applique à de nombreux appareils de Bombardier. Ce programme facilite le suivi et constitue un dépôt de données où l'on peut verser les données utilisées pour confier au titulaire du certificat de type des dérogations de production ou des réparations spécifiques à un aéronef, ou à un tiers partie des réparations spécifiques à un aéronef. TCAC peut déléguer certaines dérogations structurales et réparations à des titulaires de certificat de type sur la base de documents de méthodologie approuvés (en précisant également la portée) et de manuels de réparations structurales approuvés.

9.0 Questions reliées à la délégation de pouvoirs

TCAC ne délègue généralement pas l'exercice des pleins pouvoirs de constatation de conformité de TD et de durée de vie sûre. Dans le cas des petites modifications et des petites réparations à un aéronef en service, la Certification des aéronefs de TCAC peut accorder des exceptions. De telles exceptions ne sont cependant applicables qu'à de petites modifications et réparations ordinaires sur des constructions de fuselage semi-monocoque situées à bonne distance de tous gradients de contraintes importants. Il s'agit typiquement de modifications comme le perçage pour une antenne et les réparations (dans un seul compartiment fuselage) des trous, des égratignures et des bosselures pouvant être considérées comme des modifications ou des réparations mineures.

TCAC peut accorder une telle délégation, sous réserve que les conditions suivantes soient remplies :

  1. la délégation est restreinte à une ou à des personnes au sein de l'organisme qui ont démontré leur expertise dans l'analyse de la TD et de la durée de vie sûre et dans les procédures de conformité;
  2. le délégué ou l'organisme délégué a préparé un document de méthodologie d'ETD qui a été approuvé par Certification des aéronefs, Structures de TCAC. Cette méthodologie doit garantir que des principes de prudence sont maintenus et le document doit contenir au moins :
      
    1. une description détaillée de la portée de l'ETD ou de l'analyse de fatigue à effectuer;
    2. une description détaillée des méthodes qui seront utilisées (dérivation de charges, toute simplification d'hypothèses, les dimensions des fissures initiales, les facteurs de géométrie utilisés, la détermination de la longueur de fissure critique, les facteurs spéciaux applicables au calcul des seuils et des inspections répétitives);
    3. les données sur les propriétés des matériaux et les outils et modèles de propagation de fissures correspondantes;
    4. l'applicabilité à l'aéronef, l'applicabilité à la zone d'aéronef, et les zones restreintes.
  1. la lettre de délégation de pouvoirs doit mentionner nommément la ou les personnes qui seront chargées de faire les constatations de conformité des ETD et des analyses de résistance à la fatigue. La lettre doit également mentionner le ou les documents de méthodologie qui seront utilisés par les personnes autorisées;
  2. toutes les autorisations sont sujettes à des vérifications régulières de la part de TCAC.

10.0 Ressource à l'administration centrale

Pour obtenir plus de renseignements veuillez communiquer avec :

Coordinateur des politiques et des normes (AARDH/P)
Téléphone : (613) 990-3923
Télécopieur : (613) 996-9178
Courriel : AARDH-P@tc.gc.ca

Chef, Normes réglementaires
Direction de la Certification des aéronefs

Original signé par Gilles Morin

Maher Khouzam

Annexe A - « Méthodologie simplifiée » - Lignes directrices pour l'évaluation de la tolérance aux dommages pour le découpage de structures de fuselages semi-monocoques

A.1.0 Introduction

Les lignes directrices simplifiées pour l'ETD fournissent une approche ou méthodologie pour démontrer la conformité avec les articles 523.571 et 525.571 du MN. On peut appliquer cette méthodologie simplifiée aux petites pénétrations et réparations à des structures de fuselages semi-monocoques pressurisés, mais uniquement lorsque les conditions d'applicabilité définies dans la présente annexe sont entièrement satisfaites. En règle générale, on peut appliquer cette méthodologie aux petites pénétrations pour une antenne qui font appel à des pratiques de conception courantes de l'industrie, à l'ajout de matériaux et de pièces de fixation visant à restaurer l'intégrité structurale et qui sont situés à bonne distance des grandes ouvertures ou des zones importantes de contraintes ou de gradients de contraintes.

Exemples :

  1. l'exemple 1, décrit en A.5.1 ci-après, utilise la méthodologie simplifiée;
  2. l'exemple 2, décrit en A.5.2 ci-après, examine les fissures le long d'une ligne de rivets de renfort et est fourni pour démontrer que les résultats obtenus sont moins restrictifs que ceux obtenus à l'aide de la « méthodologie simplifiée » de l'exemple 1.

Si la conception est peu courante ou inadmissible pour toute autre raison au traitement par la méthodologie simplifiée afin d'obtenir les intervalles d'inspection les plus pénalisants, il faut alors effectuer une ETD standard. Dans le cas d'une ETD standard de réparations par rapiéçage et de modifications à des conceptions de fuselages semi-monocoques il faut tenir compte des renforts et de la répartition détaillée des charges; des fissures au niveau de la première ligne de rivets semblent constituer le cas limite.

A.2.0 Applicabilité

Voici les considérations et paramètres qu'il faut satisfaire avant de pouvoir utiliser la méthodologie simplifiée :

  1. il faut obtenir l'accord de l'ingénieur régional de la Certification des aéronefs ou de l'ingénieur des structures de l'Administration centrale, ou des deux, que l'utilisation de la méthodologie simplifiée convient :
      
    1. à la catégorie de réparation ou de modification;
    2. à la zone d'application sur l'aéronef.
  1. L'utilisation de la méthodologie simplifiée est restreinte aux fuselages :
      
    1. de construction semi-monocoque qui présentent des caractéristiques de cheminement redondant des charges dans les zones des modifications ou des réparations, et ces zone sont situées à bonne distance des concentrations de contraintes importantes comme les portes, les fenêtres, les cadres d'aile et les cloisons de pressurisation;
    2. de construction semi-monocoque dans les zones où la modification ou la réparation ne compromet pas l'intégrité d'éléments de conception critiques comme les joints de recouvrement, les joints de fuselage circulaires et autres discontinuités importantes;
    3. de constructions qui permettent d'importantes longueurs de fissure critique (supérieure à un compartiment). Les conceptions d'aéronef qui acceptent un scénario de fissure de cadre central de 2 compartiments peuvent généralement supporter de telles longueurs de fissure critique.
  1. La méthodologie simplifiée s'applique uniquement lorsque :
      
    1. la pénétration du fuselage est compensée à l'aide d'un renfort d'une épaisseur égale ou supérieure assemblé à l'aide d'une double rangée de rivets conformément aux pratiques de conception courantes (voir la circulaire 43.13-1B de la FAA);
    2. la réparation du fuselage donne lieu à un découpage ou à une restauration géométrique d'un cercle de diamètre ne dépassant pas 3 pouces (po). La restauration ou le découpage doit être compensé à l'aide d'un renfort d'une épaisseur égale ou supérieure assemblé à l'aide d'une double rangée de rivets conformément aux pratiques de conception courantes (voir la circulaire 43.13-1B de la FAA).
  1. La méthodologie simplifiée ne peut être utilisée dans le cas de pratiques de conception nouvelles ou inusitées. Un exemple d'une telle pratique serait lorsque la conception prévoit de faire supporter par le revêtement de l'aéronef des charges hors plan excessives, ou l'insertion de pièces de fixation en des endroits inusités.
A.3.0 Description de la méthodologie simplifiée

La validité de cette méthodologie repose sur le respect des conditions et hypothèses suivantes :

  1. L'analyse de la réparation ou de la modification :
      
    1. ne tient pas compte d'un renfort utilisé dans le cadre de la réparation ou de la modification;
    2. utilise des paramètres de matériaux reconnus et pénalisants pour le modèle de croissance des fissures dans la direction des matériaux dans le plan la plus critique;
    3. suppose des fissures diamétralement opposées d'une épaisseur de part en part de 0,025 po. des deux côtés de la pénétration ou un découpage équivalent qui coïncide avec la restauration géométrique;
    4. ne tient pas compte des effets des retards de croissance de fissures;
    5. ne tient pas compte des effets du bombage;
    6. n'utilise pas les moyennes de contraintes de compartiment de cadre ou de revêtement comme les contraintes de « Flugge »;
    7. tient compte de la croissance des fissures dans le sens longitudinal ou dans les directions des contraintes principales seulement.
  1. Pour le calcul des intervalles de répétition des inspections, l'analyse tient compte du cheminement de croissance de fissures géométrique, ce qui donne l'intervalle d'inspection le plus court en fonction de la méthode d'inspection utilisée.
  2. Pour le calcul des seuils et des intervalles de répétition des inspections, on doit considérer une longueur minimale de fissure contrôlable visuellement de 1,0 po pour une propagation de fissure symétrique à partir d'un trou. S'il n'y a pas de trou, la longueur minimale d'une fissure contrôlable sera assumée comme étant 2.0 po.
  3. La conception globale, à l'exception de la pénétration ou du découpage lui-même, conserve des valeurs de facteurs de concentration de contraintes de fatigue comparables aux autres éléments de conception du titulaire de certificat de type.
  4. Si la croissance d'une fissure est supposée le long d'une ligne de rivets, on ne tient pas compte de l'existence de cette ligne de rivets.
  5. On calcule les seuils et les intervalles de répétition des inspections à l'aide des facteurs suivants :

    Seuil d'inspection = (afinal - ainitial)/(K1*K3*K4)
    Répétition d'inspection = (afinal -adétectable)/(K2*K3*K4)
    Où     K1 = 2
              K2 = 2
              K3 = 1,0 environnement à faible humidité
                    = 1,5 environnement à moyenne humidité
                    = 2,0 environnement à forte humidité
             K4 = Facteur de dispersion spécial qui tient comptes
             des impondérables (l'utilisation de ce  facteur spécial 
             doit faire l'objet d'une entente avec TCAC)
      
  6. Les seuils et les répétitions des inspections prescrites ne doivent jamais être supérieurs à la moitié (½) de la durée de vie de l'aéronef sans égard aux résultats obtenus à l'aide de l'analyse simplifiée.
A.4.0 Mises en garde relatives à la méthodologie ETD Simplifiée

Les mises en garde suivantes s'appliquent :

  1. la conception et le système d'assurance de la qualité doivent garantir que la conception est de type classique à tous les égards;
  2. s'assurer que les distances minimales du rebord, l'espacement minimal entre les pièces de fixation et les profondeurs de fraisure sont respectés;
  3. s'assurer de la compatibilité des métaux en contact (pour éviter la corrosion galvanique);
  4. prévoir la mise à la masse des renforts, si possible;
  5. s'assurer que la conception est en mesure de réagir aux charges hors plan sur les cadres et les lisses sans flexion importante du revêtement;
  6. s'assurer que la disposition des rivets est de type classique et qu'elle répond aux exigences de résistance à la rupture;
  7. intégrer une conception de renfort qui « s'accroche » aux rivets de lisse ou de cadre existants plutôt que de s'arrêter avant les rivets;
  8. assurer la meilleure lisibilité possible du rapport en fournissant : une géométrie claire, les dérogations de charges, une liste des hypothèses, les intrants de programme et les données de sortie, un tracé de la longueur des fissures par rapport au nombre de cycles, un tracé Bêta par rapport à la longueur des fissures, si possible, les détails relatifs aux inspections exigées et aux instructions spéciales;
  9. étudier la sensibilité de l'analyse en faisant varier les paramètres;
  10. s'assurer de la justesse et du caractère pénalisant des tous les intrants, y compris les données sur les propriétés des matériaux;
  11. fournir une justification de la justesse des résultats obtenus.
A.5.0 Exemples
A.5.1 Exemple 1 - Utilisation de la méthodologie simplifiée

Type d'aéronef : Bombardier CL-600

Description de la modification :

  1. Installation d'une antenne sabre VHF.
  2. Borne de traversée de 2 po à mi-compartiment à proximité de la référence fuselage (FS) 454 entre les lisses 1 et 2.
  3. Renfort interne de compartiment complet (cadre à cadre et lisse à lisse) en 2024-T3XX.
  4. Renfort fixé aux moyens d'une double rangée de rivets AD5 qui respecte les distances minimales du rebord et l'espacement minimal entre les pièces de fixation et dont les profondeurs de fraisure sont prévues pour éviter les rebords coupants.
  5. Des raidisseurs intermédiaires entre les lisses sont prévues pour contrer les moments de renversement de l'antenne VHF afin d'éviter les charges hors plan excessives sur le renfort ou le revêtement.
  6. Des pièces de fixation d'antenne sont installées sur les supports en 2024-T3XX ou sur les raidisseurs intermédiaires entre les lisses afin d'éviter de plus grandes concentrations de contraintes.
  7. Direction la plus longue de forme en plan d'antenne = 7.0 po.

Solution :

  1. Une solution consiste à utiliser l'outil « Air Force Crack Growth Analysis Fracture Mechanics tool », appelé AFGROW, que l'on peut télécharger du site Internet de la Wright Patterson Air Force Base, Vehicles Directorate, Air Force Research Laboratory, de l'United States Air Force à l'adresse suivante : http://www.afgrow.net/. Note: AFGROW Version 4.0008.12.11, 6/16/03 sert de référence pour les exemples suivants.
  2. S'assurer que les propriétés des matériaux utilisées sont identiques ou plus pénalisantes par rapport à la structure réparée :
      
    1. choisir l'onglet des données des matériaux;
    2. choisir l'option « Nasgro Equation » et appuyer sur OK;
    3. choisir l'onglet « Read »;
    4. choisir l'onglet « Open Material Database »;
    5. choisir le matériau approprié, dans ce cas la tôle plaquée en 2024-T3 et la tôle L-T (pénalisante);
    6. choisir OK à l'extrémité gauche de la fenêtre active;
    7. choisir « Apply » et OK.
  1. Entrer le spectre de contraintes. L'AFGROW permet d'insérer un « fichier de spectre » ou de choisir un chargement d'amplitude constante. Dans le cas du CL-600, l'utilisation d'une pressurisation d'amplitude constante (Pr/t) est pénalisante :
     
    1. choisir « Constant Amplitude Loading »;
    2. dans le champ de facteur de multiplication de contrainte entrer la contrainte « Pr/t » en KSI (11,8 KSI dans l'exemple);
    3. dans la fenêtre suivante choisir la longueur de bloc = 10, appuyer sur OK. Cette longueur de bloc améliorera la fidélité de la ½ dimension C de fissure critique rapportée.
  1. Entrer le modèle de géométrie. L'AFGROW fournit une liste de géométries prédéfinies. Pour les géométries définies par l'utilisateur, suivre la procédure suivante :
      
    1. choisir l'onglet « Classic Models »;
    2. choisir une fissure double traversante à un trou (la solution bêta est indiquée comme application définie);
    3. choisir l'onglet « Dimension »;
    4. dans le champ de la largeur, entrer 100 po, qui suppose une large de plaque infinite;
    5. dans le champ de la largeur, entrer l'épaisseur du revêtement du fuselage en pouces en ne tenant pas compte de l'épaisseur du renfort et du matériau protecteur. Dans cet exemple t = 0,045 po;
    6. dans le champ du diamètre du trou, entrer le diamètre de trou qui correspond au trou qui englobe le découpage. Dans cet exemple D = 2,0 po;
    7. dans le champ de la longueur de fissure, entrer la longueur de fissure initiale. Dans cet exemple, la longueur de fissure initiale est a = 0,025 po. Dans le cas d'une géométrie avec un seul bout de fissure, la valeur stipulée serait de 0,05 po;
    8. choisir l'onglet « Load »;
    9. sous « Stress Ratio » de la partie traction, entrer 1;
    10. choisir les onglets « Apply » et « OK ».

Noter que la ½ dimension C de la fissure rapportée à la rupture est de 9,65 po. avec un décompte de cycles de pressurisation correspondant d'environ 22 000. L'AFGROW peut également indiquer une ½ dimension de fissure fondée sur le critère Kmax; la ½ longueur de fissure critique la plus basse doit être retenue. La longueur de fissure critique rapportée est donc équivalente à 2*C + Ddécoupage = 21,3 po. Si nous avions choisi la direction T-L comme propriétés des matériaux à la place de L-T, la longueur de fissure critique aurait été 2*C + Ddécoupage = 15 po avec un décompte de cycles de pressurisation de 40 000. Il est obligatoire d'utiliser les intervalles d'inspection fondés sur la direction du grain la plus critique.

Puisque la fissure de revêtement peut être contrôlée visuellement de l'extérieur, le seuil calculé, en supposant pour cet exemple que K1=2, K3=1, K4=1, sera de 10 900 cycles; toutefois, si la durée de vie de l'aéronef du titulaire de certificat de type est de 15 000 cycles, selon la méthodologie simplifiée, le seuil prescrit devra être de 7 500 cycles.

L'intervalle de répétition d'inspection devrait être réduit de la même manière avec une longueur de fissure initiale correspondant à la longueur de fissure détectable. La grosseur de fissure détectable dépendra du type d'inspection non-destructive (IND) et des instructions connexes. Il faut déterminer si les instructions d'inspection préciseront un examen interne ou externe visuel ou un autre type d'IND de même que d'autres options comme la dépose de l'antenne.

Comme le renfort dans le cas présent est interne, une inspection interne du revêtement n'est pas souhaitable, car dans les faits le renfort obstruera la vue du revêtement. D'autres facteurs comme la dépose de l'intérieur peuvent également rendre cette solution moins désirable; en tenant compte du renfort dans notre analyse, nous n'aurions pas d'autre choix que d'inspecter la zone pour s'assurer de l'intégrité du renfort.

Une vérification visuelle externe sera analysée. Le seuil de détectabilité visuelle dans le cas d'inspections en des endroits spécifiques déterminés est généralement compris entre 1,0 po et 2,0 po. La longueur maximale de la fissure qui peut exister sous l'antenne VHF pour permettre la détection est donc égale à 2 po + 7 po = 9 po. Il faut se rappeler que 7 po est la plus longue direction dans la forme en plan de l'antenne.

En répétant l'analyse AFGROW avec une longueur de fissure de départ = adétectable = 9.0 po il faut modifier le champ de la longueur de fissure pour faire passer a = 0,025 po à a = 3,5 po. (trou de 2 po + 2 * 3,5 po = 9 po).

Le résultat rapporté est de < 1 200 cycles avant la rupture.

Répétition d'inspection = (afinal -adétectable)/(K2*K3*K4)
= 1 200/2
= 600 cycles

Ce résultat est sans doute beaucoup trop pénalisant pour être utilisé dans la pratique.

Si, par contre, l'inspection obligatoire avait exigé la dépose de l'antenne avec une IND comme Ie contrôle par ressuage, le résultat aurait été une fréquence de répétition d'inspection équivalente au seuil d'inspection.

A.5.2 Exemple 2

Cet exemple utilise la fonction « cas de charges multiples » de l'AFGROW pour calculer la croissance de fissure à partir d'un rivet le long de la première rangée.

Remarques :

  1. L'analyse de la croissance de fissure au niveau de la première rangée de rivets nécessite que l'on analyse également le transfert de charge du renfort.
  2. L'analyse d'une fissure qui prend naissance au niveau d'un découpage (exemple 1) sans tenir compte de renforts produit généralement des limites d'intervalles d'inspection plus restrictives que dans cet exemple. L'analyse d'une fissure qui prend naissance au niveau de la première ligne de rivets (comme dans le présent exemple) devrait être effectuée dans le cas d'une conception non conventionnel.

Pour simplifier, nous utilisons le même modèle que précédemment, mais avec les changements suivants :

  1. choisir l'onglet « Classic Models »;
  2. choisir « Single Through Crack at a hole » (la solution bêta est indiquée comme application définie);
  3. choisir l'onglet « Dimension »;
  4. dans le champ de la largeur, entrer l'espacement longitudinal des rivets, disons 4D, dans ce cas si nous utilisons un rivet de 5/32 po, W = 0,625 po;
  5. dans le champ de l'épaisseur, entrer l'épaisseur du revêtement du fuselage en pouces. Dans cet exemple t = 0,045 po;
  6. dans le champ du diamètre du trou, entrer D = 0,156 po;
  7. dans le champ de la longueur de fissure, entrer la longueur de fissure initiale. Dans cet exemple, la longueur de fissure initiale est a = 0,05 po;
  8. choisir l'onglet « Apply »;
  9. choisir l'onglet « Load ».

À ce point, nous devons déduire la contrainte dérivée, la contrainte nominale, les rapports de contrainte de compression et de contrainte de traction. (Le rapport de contrainte de flexibilité lors de l'absence de souplesse de charges = 0.0).

Pour cet exemple, on suppose qu'à l'intérieur de la double rangée de rivets, le renfort a réduit la contrainte du champ lointain de 11,8 ksi de 50 %. Nous supposons également que la répartition des charges entre la première et la deuxième rangées de rivets est de 60 % / 40 % (60 % pour la première rangée de rivets). La charge en compression transférée par la première rangée de rivets de 5/32 po est donc de :

Charge d'axe =11,8 ksi * 0,625 po * 0,045 po * 0,5 * 0,6 = 100 lb.

Contrainte dérivée = la contrainte dérivée de la première rangée de rivets est :
11,8 ksi - (11,8 si * 0,6 * 0,5) = 8,3 ksi.

Contrainte nominale = 8.3 KSI + 100 lb/((.625" * 0.045")*1000) = 8.3 KSI + 3.6 KSI = 11.9 ksi

Rapport de contrainte de compression = 100 lb/ (1000*(0.156")(0.045"))/11.9 = 1.20

Rapport de contrainte de traction est calculé comme 8.3/11.9 = 0.70

A noter que le diamètre de l'axe n'a pas été utilisée lors du développement de la contrainte nominale, mais a été utilisé lors du calcul du rapport de contrainte de compression (se reporter au fichier d'aide de l'AFGROW).

  1. sous « Stress Ratio » de la partie traction, entrer 0,70;
  2. sous « Stress Ratio » de la partie compression, entrer 1,22;
  3. choisir les onglets « OK ».
  4. Choisir l'icone « Spectrum » :
  5. choisir l'onglet « Constant Amplitude Loading »;
  6. dans le champ de facteur de multiplication de contrainte, entrer la contrainte nominale telle que calculée ci-dessus (11.9 ksi dans cet exemple);
  7. dans la fenêtre suivante avec la longueur de bloc > 10, appuyer sur OK.

Le résultat rapporté par l'AFGROW est de 52 000 cycles, qui correspond au nombre de cycles requis pour que la fissure se propage au trou de rivet connexe. À ce point, la fissure fautive doit prendre de nouveau naissance du côté opposé du trou. En considérant les trous de rivet touchés et la fissure comme une fissure unique et en répétant le processus AFGROW (modèle de fissure centrale avec fissure = 2C = (0,156 po + 0,156 po + 0,625 po) = 0,937 po dans un panneau d'une largeur de 100 po sans tenir compte des trous et du renfort) nous donne un décompte de 40 000 cycles supplémentaires avant que la grosseur de fissure critique soit atteinte. La durée de vie totale de croissance de fissure est donc de 92 000 cycles. Ce résultat est très pénalisant, car il ne tient pas compte du décompte des cycles requis pour amorcer de nouveau les fissures à chaque trou de pièce de fixation.

Si nous avions choisi une « fissure double traversante » à un trou de rivet, avec C = 0,0025 po, nous aurions obtenu un résultat de 91 000 cycles; une mesure de durabilité ou de dommage sur emplacements multiples attribuable à des défauts de fabrication.

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