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COMISIN DEINVESTIGACINDE ACCIDENTESE INCIDENTES DEAVIACIN CIVIL

CIAIACCIAIAC

BoletnInformativo

3/2010

COMISIN DE INVESTIGACINDE ACCIDENTES E INCIDENTESDE AVIACIN CIVIL

SECRETARA DE ESTADODE TRANSPORTES

BOLETN INFORMATIVO3/2010

Edita: Centro de PublicacionesSecretara General TcnicaMinisterio de Fomento

NIPO: 161-10-044-XDepsito legal: M. 14.066-2002Diseo y maquetacin: Phoenix comunicacin grfica, S. L.

COMISIN DE INVESTIGACIN DE ACCIDENTES E INCIDENTES DE AVIACIN CIVIL

Tel.: +34 91 597 89 63 E-mail: [email protected] C/ Fruela, 6Fax: +34 91 463 55 35 http://www.ciaiac.es 28011 Madrid (Espaa)

A d v e r t e n c i a

El presente Boletn es un documento tcnico que refleja el punto de vista dela Comisin de Investigacin de Accidentes e Incidentes de Aviacin Civil enrelacin con las circunstancias en que se produjeron los eventos objeto de lainvestigacin, con sus causas y con sus consecuencias.

De conformidad con lo sealado en la Ley 21/2003, de Seguridad Area, yen el Anexo 13 al Convenio de Aviacin Civil Internacional, lasinvestigaciones tienen carcter exclusivamente tcnico, sin que se hayandirigido a la determinacin ni establecimiento de culpa o responsabilidadalguna. La conduccin de las investigaciones ha sido efectuada sin recurrirnecesariamente a procedimientos de prueba y sin otro objeto fundamentalque la prevencin de los futuros accidentes.

Consecuentemente, el uso que se haga de este Boletn para cualquierpropsito distinto al de la prevencin de futuros accidentes puede derivar enconclusiones e interpretaciones errneas.

n d i c e

ABREVIATURAS .............................................................................................................................................. vi

RELACIN DE ACCIDENTES/INCIDENTES

Referencia Fecha Matrcula Aeronave Lugar del suceso

IN-045/2006 27-07-2006 EC-IJF Bombardier CRJ200 29,8 NM al Este del Aeropuerto ........... 1CL-600-2B19 de Barcelona, FL 235

A-048/2006 03-08-2006 EC-JKI Air Tractor AT-802A Embalse de Guadalest (Alicante) ........... 35

A-053/2006 08-09-2006 A7-ABV Airbus 300-600 Aeropuerto de Madrid-Barajas ............. 45(B4622R)

A-006/2010 03-04-2010 EC-HUV Cessna 172N Aerdromo de Casarrubios .................. 73del Monte (Toledo)

IN-016/2010 06-06-2010 EC-KYX Piper PA-38-112 Aerdromo de Totana (Murcia) ............ 81

ADENDA .......................................................................................................................................................... 89

(*) Versin disponible en ingls en la Adenda de este Boletn (English version available in the Addenda to this Bulletin)

Esta publicacin se encuentra en Internet en la siguiente direccin:

http://www.ciaiac.es

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(*)

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Boletn informativo 3/2010

A b r e v i a t u r a s

00 Grado(s)00 C Grados centgradosAENA Aeropuertos Espaoles y Navegacin AreaAESA Agencia Europea de Seguridad AreaAGB Caja de accesoriosAMM Manual de mantenimiento de la aeronaveARM Airworthiness Review MeetingATC Control de trnsito areoATPL Piloto de transporte de lnea areaBEA Bureau dEnqutes dAccidents (France)BSCU Brake Steering Control Unitcm Centmetro(s)CMM Component Maintenance ManualCPL Licencia de piloto comercialCPL(A) Licencia de piloto comercial de avinCRM Gestin de recursos en cabinaCSN Ciclos desde la fabricacinCSO Ciclos desde la revisin generalCVR Registrador de voz en cabinaDFDR Registrador digital de datos de vueloDGAC Direccin General de Aviacin CivilDME Equipo radiotelemtricoECAM Electronic Centralised Aircraft MonitoringEGPWS Sistema de advertencia de proximidad al terrenoEICAS Sistema de indicacin del motor y de alerta a la tripulacinEPR Relacin de presiones en el motorFAA Agencia Federal de Aviacin de EE.UU.FCOM Manual de operacionesFDR Registrador de datos de vueloft Pie(s)g Aceleracin de la gravedadgal Galn(es)GMC Control de movimientos en tierra (Ground Movement Control)GS Velocidad respecto a tierrah Hora(s)hPa Hectopascal(es)HPT Turbina de alta presinIR Habilitacin de vuelo instrumentalITT Temperatura entre turbinaskg Kilogramo(s)KIAS Nudos de velocidad indicadakm Kilmetro(s)km/h Kilmetros por horakt Nudo(s)l Litro(s)LH IzquierdaLPT Turbina de baja presinm Metro(s)ME MultimotoresMETAR Informe meteorolgico aeronutico ordinarioMFC Unidad de control de combustibleMFP Bomba de combustibleMHz Megahertzio(s)mm Milmetro(s)MTOW Peso mximo autorizado al despegueN1 Velocidad del fan del motor

vi


A b r e v i a t u r a s

NM Milla(s) natica(s)NTSB National Transportation Safety BoardP/N Nmero de partePF Piloto a los mandosPNF Piloto no a los mandosPPL(A) Licencia de piloto privado de avinPRH Manual de referencia del pilotoQNH Ajuste de la escala de presin para hacer que el altmetro marque la altura del aeropuerto sobre

el nivel del mar en el aterrizaje y en el despegueRH Derecharpm Revoluciones por minutoRTO Aborto de despegueS/N Nmero de serieSOV Shut off valveSTC Certificado tipo complementarioSW SuroesteTCP Tripulantes de cabina de pasajerosTOW Peso al despegueTSN Tiempo desde la fabricacinTSO Tiempo desde la revisin generalUTC Tiempo Universal CoordinadoVOR Radiofaro onmidireccional de VHFVG Geometra variableW Oeste


vii

Informe tcnico IN-045/2006

LOCALIZACIN

Fecha y hora Jueves, 27 de julio de 2006; 22:15 h local

Lugar 29,8 NM al Este del Aeropuerto de Barcelona, FL 235

DATOS DEL VUELO

Tipo de operacin Trasnporte areo comercial Regular Internacional Pasajeros

Fase del vuelo Ruta Ascenso

INFORME

Fecha de aprobacin 7 de octubre de 2010

TRIPULACIN

Piloto al mando Copiloto

Edad 36 aos 29 aos

Licencia ATPL CPL

Total horas de vuelo 5.100 h Sin datos

Horas de vuelo en el tipo 3.950 h 1.714 h

AERONAVE

Matrcula EC-IJF

Tipo y modelo BOMBARDIER CRJ200 CL-600-2B19

Explotador Air Nostrum LAM

Motores

Tipo y modelo GENERAL ELECTRIC CF34-3B1

Nmero 2

LESIONES Muertos Graves Leves /ilesos

Tripulacin 4

Pasajeros 44

Otras personas

DAOS

Aeronave Importantes en el motor izquierdo

Otros daos Ninguno

RESUMEN DE DATOS

INFORME TCNICO IN-045/2006

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1. INFORMACIN FACTUAL

1.1. Antecedentes del vuelo

El jueves 27 de julio de 2006, la aeronave EC-IJF con cdigo AN8174, operaba desdeel aeropuerto de Barcelona con destino Basilea. Para la tripulacin tcnica, formada porcomandante y copiloto, este era el primer vuelo del da. Para los dos tripulantes decabina de pasajeros (TCP) que atendan a los 44 pasajeros a bordo, era el segundo vuelotras dos horas de actividad. La aeronave haba comenzado su operacin a las 07:37 hsiendo el vuelo del incidente el octavo y ltimo del da.

El despegue se realiz a las 22:01:221 sin incidencias por la pista 25R y a los 6 minutosfueron autorizados por ATC a desviarse de la salida instrumental DALIN 1D para evitaruna zona de tormentas. Transcurridos 14 minutos de vuelo, a las 22:15:43 h, en unazona sin problemas meteorolgicos, se produjo sbitamente una explosin seguida defuertes vibraciones. La aeronave se encontraba a 29,8 NM al este del aeropuerto deBarcelona sobrevolando aguas del mar Mediterrneo. El avin se encontraba en ascensoa 23.515 ft de altura. Su velocidad era de 248 kt y su rumbo 60.

Inmediatamente aparecieron avisos de reversa desbloqueada del motor izquierdo, fuegoen el lavabo, baja presin de aceite del motor izquierdo y, finalmente, a los 7 segundosde la explosin, fuego en el motor izquierdo. La tripulacin combati la emergenciaaplicando el procedimiento de fuego de motor. Segn se registr en las comunicacionesen cabina, apagaron ese motor a los 16 segundos de iniciarse el aviso de fuego ydescargaron la primera botella extintora a los 71 segundos. Como el aviso de fuego nodesapareca descargaron la segunda botella sin conseguir tampoco extinguir el fuego.Declararon emergencia a ATC y decidieron volver al aeropuerto de Barcelona. En rumbo250, volando hacia el campo, la aeronave ejecut un viraje de 360 para perder alturae iniciar la aproximacin final. La tripulacin auxiliar prepar al pasaje para un aterrizajede emergencia con posible evacuacin en la pista.

Con la aeronave en fase de aproximacin corta final, a las 22:25:30 h, y despus de 9minutos y 40 segundos, desapareci el aviso de fuego en el motor izquierdo. Laaeronave aterriz con un solo motor por la pista 25R y se detuvo en la calle de salidaGA a las 22:29:27 h.

La tripulacin tcnica orden la evacuacin a las 22:29:44 por el lado derecho utilizandolas puertas delantera y trasera. Los servicios de extincin de incendios, que haban sidoalertados, estaban presentes durante la evacuacin y aplicaron preventivamenteproductos ignfugos, aunque no apreciaron en esos momentos llamas ni humo en elmotor.

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Informe tcnico IN-045/2006 Boletn informativo 3/2010

1 La referencia horaria utilizada en este informe es la hora local registrada por ATC y corresponde a la hora del FDRcon un retraso medio de 7 segundos.

Las 48 personas a bordo resultaron ilesas. La aeronave result con daos importantesnicamente en el motor izquierdo.

1.2. Daos a la aeronave

Los daos en la aeronave se localizaron ntegramente en el motor izquierdo en el que,a simple vista, se pudo apreciar la desaparicin de un labe de fan y de los capssuperior e inferior del fan as como daos y perforaciones por fuego intenso. El restode la aeronave no sufri ningn desperfecto.

Figura 1. Motor izquierdo de la aeronave EC-IJF tras el incidente

1.3. Informacin sobre la tripulacin

1.3.1. Informacin del comandante

El comandante, de 36 aos de edad, contaba con una licencia de piloto de transportede lnea area de avin y habilitaciones de CRJ 100 y de vuelo instrumental, vlidas yen vigor en el momento del incidente.


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4


Llevaba trabajando para Air Nostrum desde el ao 2000. Su experiencia total era de5.100 h, en CRJ haba volado 3.950 h de las cuales 2.300 haban sido como copiloto.Como comandante haba acumulado 1.650 h desde agosto del 2004. Las 24 horasprevias al incidente haba tenido una actividad area de 3:20 h de duracin y el vuelodel incidente era el primero que realizaba ese da. Iba sentado a la izquierda.

Dentro de la formacin inicial y continuada recibida desde su incorporacin a lacompaa haba recibido formacin sobre gestin de recursos de la tripulacin (CRM),en concreto un curso inicial y cuatro posteriores de refresco. El ltimo de ellos lo habarecibido el 1 de junio de 2006, dos meses antes del incidente.

1.3.2. Informacin del copiloto

El copiloto, de 29 aos de edad, contaba con una licencia de piloto comercial yhabilitaciones de copiloto de CRJ 100 y vuelo instrumental vlidas y en vigor en elmomento del incidente.

Llevaba trabajando para Air Nostrum desde el ao 2004 y haba acumulado 1.714 htodas como copiloto en CRJ. Al igual que el comandante, las 24 horas previas alincidente haba tenido una actividad area de 3:20 h de duracin y el vuelo del incidenteera el primero que realizaba ese da. Iba sentado a la derecha y en el momento deproducirse el incidente era el piloto a los mandos.

Dentro de la formacin inicial y continuada recibida desde su incorporacin a lacompaa haba recibido formacin sobre gestin de recursos de la tripulacin (CRM),en concreto, un curso inicial y dos cursos posteriores de refresco. El ltimo de ellos lohaba recibido el 26 de abril de 2006, tres meses antes del incidente.

1.3.3. Vuelos previos de comandante y copiloto como tripulacin

El comandante y el copiloto haban coincidido en la compaa dos aos y haban voladojuntos antes del vuelo del incidente los das 24, 25 y 26 de julio de 2006 y el 8 de juliode 2005.

1.3.4. Informacin de la tripulacin auxiliar

Las dos TCP contaban con una licencia y certificado mdico vlido y en vigor en la fechadel evento. La TCP con funciones de sobrecargo tena 27 aos y acumulaba 1.536 h enla compaa. La segunda TCP tena 23 aos y haba acumulado 91 h. La actividad areade ese da comenz para ellas con su incorporacin, como tripulacin auxiliar de laaeronave EC-IJF, en el aeropuerto de Bolonia (Italia) en el vuelo anterior al incidente, yllevaban trabajando poco ms de dos horas.


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1.4. Informacin sobre la aeronave

1.4.1. General

La aeronave BOMBARDIER CANADAIR CL-600-2B19 CRJ 200 es un avin birreactor concapacidad para 50 pasajeros concebido para su uso en el transporte areo regional y decorto alcance. Su peso mximo de despegue es de 23.133 kg.

La aeronave del incidente, con S/N 7705, haba sido fabricada en el ao 2002 yentregada a Air Nostrum en noviembre de 2002. En la fecha en la que se produjo elincidente contaba con todas las autorizaciones, certificados y seguros necesarios pararealizar operaciones de transporte pblico de pasajeros.

1.4.2. Estado de la aeronave y de mantenimiento

Desde su fabricacin iba equipada con dos motores General Electric GE CF34-3B1, conS/N GE-E-873549 (motor izquierdo) y GE-E-873548 (motor derecho).

En el momento del incidente ambos motores acumulaban 10.896 horas totales (TSN) y8.899 ciclos totales (CSN). El motor izquierdo haba sido fabricado en junio de 2002 einstalado en la aeronave del incidente S/N 7705 EC-IJF en septiembre de 2002, antesde su entrega a Air Nostrum por Bombardier en noviembre de 2002.

Respecto a su mantenimiento, el 15 de agosto de 2003, la unidad de control decombustible (MFC) del motor izquierdo haba sido reemplazada para cumplir con elboletn de servicio de General Electric 73-034, emitido el 10 de febrero de 2003. En elmotor derecho se realiz la misma accin medio ao despus, el 4 de enero de 2004.Desde este cambio hasta el momento del incidente el motor izquierdo, haba operado8.601 h y 7.064 ciclos. En el libro de motor no haba registrada ninguna accin demantenimiento relacionada con los labes del fan.

1.4.3. Motor General Electric GE CF34-3B1

El motor CF34-3B1 es un motor turbofan de doble eje y alta razn de derivacin.

En el eje de baja, el fan, de una sola etapa, est arrastrado por la turbina de bajapresin (LPT) de 4 etapas. El fan es una rueda de 28 labes unidas a un disco. Cadalabe es una pieza de forja de titanio con un peso aproximado de 1,2 kg. El 100% deN1 equivale a 7.400 rpm. El eje de alta lo conforman un compresor de 14 etapas y unaturbina de alta presin (HPT) de 2 etapas. Sus revoluciones nominales son 17.820 rpmal 100% N2. Ambos ejes giran en el sentido de las agujas del reloj visto el motor desdeel escape. Las localizaciones de elementos en el motor, en general, se expresan haciendo

uso de la posicin de la aguja horaria de un hipottico reloj visto desde atrs. As pues,la posicin de la unidad de control de combustible (MFC) corresponde a las 8:00 delreloj, en el costado izquierdo.

Seis de las 14 etapas del compresor de alta disponen de un sistema de geometravariable (VG) que modifican la posicin de los vanes del estator a travs de dosactuadores que utilizan combustible como fuerza hidrulica.

Para la lubricacin de los siete cojinetes que soportan los dos ejes del motor, hay unsistema de lubricacin que contiene como mximo unos 7 litros de aceite.

En la instalacin del motor en el avin CRJ200, se puede invertir el empuje del flujosecundario mediante unas aletas que se despliegan en el conducto de fan al desplazarsehacia atrs el cap de reversa (traslating cowl).

La caja de accesorios (AGB) se sita delante en el compartimento de accesorios y tienetres puntos de unin a las 3:00, 6:00 y 9:00. Las fijaciones son frangibles para protegerlas carcasas de la AGB. Existe una fijacin secundaria que limita el desplazamiento detoda la caja en caso de rotura de las uniones principales. A la caja de accesorios se unepor su base la bomba de combustible (MFP) y la unidad de control de combustible (MFC).

1.4.4. Caps y carenas de motor

El motor est rodeado de diversas carenas y caps que le proporcionan una superficieaerodinmica fuselada. Entre los crteres y las carenas y caps se crean unoscompartimentos anulares alrededor del motor dentro de los que fluye una corrientede aire para refrigeracin y eliminacin de posibles vapores inflamables. Para facilitarla refrigeracin del motor, existen dos zonas (zona A o compartimento delantero yzona B o compartimento trasero) divididas por el mamparo cortafuegos, situadodespus de la turbina de alta presin. El compartimento delantero tiene 31 orificiosde entrada de aire y 4 de salida. El compartimento trasero tiene 4 entradas de aire.Como referencia para las descripciones de este informe, se mencionan los siguienteselementos:

Cap superior e inferior de fan (upper and lower access cowl). Cap de reversa (translating cowl). Cap superior e inferior de motor (upper and lower core cowl). Estn abisagrados

y apestillados para poder descubrir accesorios y otras instalaciones del motor. Estoscaps se apoyan y cierran sobre un mamparo cortafuegos que asla la zona delcompartimento de accesorios del escape y turbina de baja presin. En la posicin11:00 se encuentra una ventana de explosin (blow out door) que libera presinal exterior en caso de un aumento excesivo de la misma.

Carena de tubo de escape (exhaust nozzle fairing).

Boletn informativo 3/2010Informe tcnico IN-045/2006

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1.4.5. Sistemas de proteccin contra el fuego

La aeronave dispone de un sistema de deteccin y de extincin ante condiciones defuego o sobretemperatura en el motor.

La deteccin en el motor se realiza en dos zonas: la zona del ncleo o de compartimentosbajo los caps de motor (que genera un aviso de ENG FIRE en el EICAS) y la zona bajolas carenas de tubo de escape (que genera un aviso de JET PIPE OVHT en el EICAS). Cadauna de estas zonas est dotada de dos bucles de deteccin para asegurar la redundanciadel sistema. Cuando se detecta una condicin de fuego o sobretemperatura en la zonadel ncleo del motor se produce en cabina un aviso visual de ENG FIRE en el EICAS, seilumina el botn ENG FIRE PUSH y suena la campana de fuego.

El sistema de extincin consta dos botellas que se pueden descargar sobre uno u otromotor. Para realizar la descarga hace falta que en cabina se presione primero el botnENGINE FIRE PUSH, que cierra la vlvula de corte SOV, y despus el BOTTLE ARMEDPUSH TO DISCH. El sistema est previsto para combatir un fuego confinado que sedeclare en los compartimentos de la gndola del motor.

En el lavabo hay un detector de humo que enciende, en caso de que se den lascondiciones, el aviso de SMOKE TOILET.

1.4.6. Sistema de combustible

El sistema de combustible de esta aeronave permite cortar el suministro de combustibledesde los depsitos, situados en los planos, a los motores en dos puntos. El primero deellos se realiza en el cajn central, a la salida de los depsitos, mediante las dos vlvulasSOV (shut off valve, una para cada motor) y el segundo en la unidad de control decombustible (MFC) ya en el motor. La cantidad de combustible entre estos dos puntosde corte ha sido estimada por el fabricante en un mximo de 4,06 litros.

Si desde cabina se pulsa el interruptor ENG FIRE PUSH se cerrar la vlvula de corte SOVde combustible de la instalacin de ese lado, se encender el botn BOTTLE ARMEDPUSH TO DISCH y aparecer el aviso de ENG SOV CLSD en el EICAS. Adems, si lapalanca de potencia se retrasa en cabina hasta la posicin de corte, se producir el cierreen la unidad de control de combustible.

1.4.7. Avisos EICAS

La aeronave est equipada con un sistema central de avisos que es parte del sistemaEICAS (Sistema de Indicacin del Motor y de Alerta a la Tripulacin) y genera para latripulacin avisos visuales y acsticos sobre condiciones de estado, alerta, precaucin(caution) y peligro (warning) de los sistemas de la aeronave. En funcin de la


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naturaleza del problema, se pueden generar avisos slo visuales o avisos visualesacompaados de seales acsticas.

Segn la informacin del manual de mantenimiento, la forma de aparicin en el EICASde los mensajes que se registraron en el vuelo de la aeronave EC-IJF es la siguiente:

Fuego en el ncleo del motor: es un aviso de peligro que ir presentado por laspalabras en color rojo L ENG FIRE en la pantalla del EICAS, se iluminar de formaintermitente el pulsador rojo del aviso principal de peligro (master warning) y segenerar un pitido triple (triple chime) seguido de la campana de fuego.

Baja presin de aceite: es un aviso de peligro que ir presentado por las palabras encolor rojo L ENG OIL PRESS en la pantalla del EICAS, se iluminar de formaintermitente el pulsador rojo del aviso principal de peligro (master warning) y segenerar un pitido triple (triple chime) seguido de la voz sinttica ENGINE OIL.

Reversa desbloqueada: es un aviso de precaucin que ir presentado por las palabrasen color naranja L REV UNLOCKED en la pantalla del EICAS y se iluminar de formaintermitente el pulsador naranja del aviso principal de precaucin (master caution)y se genera un pitido simple (single chime).

Humo en el lavabo: es un aviso de precaucin que ir presentado por las palabras encolor naranja SMOKE TOILET en la pantalla del EICAS, se iluminar de formaintermitente el pulsador naranja del aviso principal de precaucin (master caution) yse generar un pitido simple (single chime) seguido de la voz sinttica SMOKE.

1.4.8. Aviso TOO LOW TERRAIN del EGPWS

El CRJ200 dispone de un sistema de advertencia de proximidad al terreno (EGPWS) quemonitoriza y avisa a la tripulacin sobre la condicin de vuelo de la aeronave en relacincon el terreno. Uno de los modos de funcionamiento de este sistema, el modo 4B, seactiv durante la aproximacin de la aeronave EC-IJF generando el aviso de TOO LOWTERRAIN. Este aviso acstico aparece cuando el tren est extendido, los flaps no estnen la configuracin de aterrizaje y la aeronave cruza una frontera lineal delimitada entre1.000 y 245 ft por encima de 159 kt. Este aviso puede anularse en cabina pulsando elinterruptor FLAP OVRD.

1.5. Informacin de registradores de vuelo y ATC

Los datos del registrador de datos de vuelo DFDR (FA2100, P/N 2100-4343-00 y S/N000188834), del registrador de voces en cabina CVR (FA2100, P/N 2100-1020-00 y S/N000187083) y las comunicaciones con los servicios ATC han permitido conocer lasecuencia de eventos ocurridos durante el vuelo. La correlacin de datos entre el FDR,CVR y ATC muestra un retraso medio de 7 segundos en las referencias de tiempoproporcionadas por ATC con respecto a las del FDR. Las referencias horarias presentadasen este apartado son las correspondientes a la hora local registrada por ATC.


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Figura 2. Vuelo completo: trayectoria

La duracin total del vuelo, desde la puesta en marcha del primer motor hasta suparada, fue de 36 minutos. La figuras 2 y 3 muestran el vuelo completo de la aeronaveEC-IJF. Los primeros 22 minutos (puntos 1 a 5 en figuras 2 y 3) transcurrieron sinincidencias y con un funcionamiento normal de los motores. La aeronave ascendi,solicit un viraje para evitar una zona de tormentas y continu en ascenso en rumbo50-60 y una GS media de 250 kt (tramo 5-6 figuras 2 y 3).

A las 22:15:43 h con la aeronave a 23.515 ft de altura, a 248 kt y en ascenso seprodujo el fallo del motor izquierdo (punto 6 en figuras 2 a 5). En ese momento lasrevoluciones N1 del motor izquierdo indicaban el 93,2% y la temperatura ITT era de780 C. En el momento del despegue, a nivel del mar y potencia de despegue, lasrevoluciones N1 eran de 87,6% y la temperatura ITT era de 790 C. Los registradoresmuestran lo siguiente tras el fallo:

Vibraciones de N1 del motor izquierdo a 2,4 mils y aceleracin vertical a 1,32 g. Al segundo se registr el desbloqueo de la reversa en el motor izquierdo y N1

comenz a disminuir. A los 3 segundos se registr el aviso de baja presin de aceite en el motor izquierdo

y el flujo de combustible en el motor izquierdo lleg a cero. A los 4 segundos se activ el aviso de fuego en el lavabo. A los 7 segundos se activ el aviso de fuego en el motor izquierdo.

22:19:14

Fin aviso ENGINE OIL22:19:58

Reaparicin aviso

ENGINE OIL22:21:02

Desconexin piloto

automtico22:22:27

Viraje perder altura

cambio a

sector T2

22:17:23 (+100 seg)

Descarga 2 botella

22:17:01 (+78 seg)

Descarga 1 botella

22:16:15 (+32 seg)

Emergencia a ATC

22:16:06 (+23 seg)

Inicio procedimiento fuego

motor (corte motor)

22:15:43

FALLO MOTOR IZQUIERDO

23.515 ft en ascenso a 248 kt

(+0 seg) Aumento vibraciones N1 a 2,4MILS

(+1 seg) Disminucin de N1 y desbloqueo reversa

(+3 seg) ENGINE OIL y fuel flow a 0 pph

(+4 seg) Aviso fuego en el lavabo

(+7 seg) Fuego motor izquierdo

22:10:41

17.313 ft en ascenso

Autorizacin a FL300

22:09:42


Inicio tramo recto con rumbo 50-60 y 250 kt

22:07:18


Viraje para evitar

tormentas

22:03:59

4.150 ft en ascenso

Autorizacin a FL190

21:53:58

Arranque motor izquierdo

22:01:22

Inicio carrera despegue

22:28:36

Toma de contacto 156 kt flap 20

22:29:27

Parada de aeronave

22:29:44

Evacuacin

22:25:30

Fin aviso fuego motor

cambio a

TWR

cambio a

sector T3

cambio a

sector XAL 5

4

3

2

1

13

12

11

10

9

8

7

6

Aeropuerto de

Barcelona


9


Figura 3. Vuelo completo: parmetros de vuelo, avisos de fuego, N1, vibracin N1 y autopilot

Las figuras 4 y 5 presentan la evolucin de los parmetros de motor en el fallo durante1 y 2 minutos, respectivamente.

A los 16 segundos de iniciarse el aviso de fuego (23 segundos despus del fallo delmotor), la tripulacin inici el procedimiento de fuego del motor con la confirmacindel motor a cortar. A los 32 segundos se notific la emergencia a ATC (punto 7 enfiguras 2 a 5), a los 71 segundos de aparecer el aviso de fuego se descarg la primerabotella (punto 8 en figuras 2 y 3) y a los 93 segundos (22 segundos despus) la segundabotella.

El trayecto de regreso a Barcelona se produjo con el aviso de fuego en el motorizquierdo (que desapareci tras 9 minutos y 40 segundos), de reversa izquierdadesbloqueada (que se mantuvo todo el vuelo) y de baja presin de aceite en el motorizquierdo (que se desactiv y volvi a activar hasta el aterrizaje).

El piloto automtico fue desconectado a 13.583 ft por iniciativa del comandante, a las22:21:02 (punto 10 en figuras 2 y 3) y poco despus la aeronave alcanzaba 314 nudosllegando N1 al 30% (entre los puntos 10 y 11 en figuras 2 y 3). Un minuto antes dedesaparecer el aviso de fuego, el copiloto mencion left engine shutoff valve closedespus de un pitido simple (caution warning).


10

Figura 4. Parmetros de motor durante el fallo: 1 minuto

Figura 5. Parmetros de motor durante el fallo: 2 minutos


11


Se registraron 5 avisos de TOO LOW TERRAIN entre 172 y 63 ft. La toma de contactose produjo a las 22:28:36 a 156 kt y 20 de flap y se utiliz la reversa derecha a peticindel comandante. A las 22:29:27 se detuvo la aeronave en la calle de salida rpida GA, seapag el motor derecho y a las 22:29:44 se inici la evacuacin. La evacuacin haba sidoprevista y comunicada a ATC y a las TCP que prepararon la cabina y el pasaje para ello.

La tabla 1 muestra una transcripcin de las comunicaciones entre la tripulacin desdela aparicin del fallo del motor hasta la finalizacin del procedimiento de fuego. Losprimeros 23 segundos se oyeron todos los avisos descritos anteriormente as como laidentificacin del fallo de reversa por parte del copiloto, piloto a los mandos. No se tieneconstancia en el CVR de comunicacin verbal por parte del comandante hasta el iniciodel procedimiento de fuego.

El CVR muestra una continua monitorizacin del copiloto sobre la altura, velocidad,posicin del campo y distancia a nubes durante todo el vuelo de regreso a Barcelona.

Las comunicaciones con los servicios ATC indican que los servicios de controlconcedieron prioridad a la aeronave para su aterrizaje en Barcelona. Las instruccionesque se recibieron por parte del sector T2 fueron largas (una de ellas lleg a durar 14segundos) y con referencias a maniobras VOR-DME. Estas instrucciones de maniobrasVOR-DME coincidieron en cabina con la reaparicin del aviso de baja presin de aceite(punto 9 en figura 2 y 3).

Tiempo Origen/desde fallo

Contenidofuncin

+0 seg(6 figura 2)

+1 seg

+2 seg La reversa, la reversa, la reversa. COP/PF

+3 seg

+4 seg SMOKE

+6 seg La reversa, la reversa, la reversa, la reversa. SMOKE COP/PF

+7 seg

+8 seg TRIPLE CHIME

+10 seg La reversa. COP/PF

+12 seg

+15 seg Vale, vale, vale, avin. COP/PF

+18 seg Vale, vale, vale, no pasa nada. COP/PF

+19 seg No, no, no toques eso, no toques eso. COP/PF

+22 seg


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FIRE BELL

RUIDOSINGLE CHIMETRIPLE CHIME

ENGINE OILENGINE OILENGINE OILENGINE OILENGINE OILENGINE OILENGINE OIL

Tiempo Origen/desde fallo

Contenidofuncin

+23 seg Perdn, perdona me confirmas motor derecho lo corto? COP/PF

Crtalo. CTE/PNF

Derecho vale? COP/PF

Crtalo, crtalo. CTE/PNF

+32 seg Barcelona AN8174 declaramos emergencia necesitamos volver inmediatamente(7 figura 2) al campo hemos tenido un fallo en el motor izquierdo. COP/PF

+40 seg Vuelas t o qu? COP/PF

+40 seg 8174 copiado por qu? Cmo desea volar de nuevo al campo? ATC

+46 seg Pues lo ms directo al campo, por favor, AN vector hemos tenido un fallo enel motor. COP/PF

+50 seg Confirmado. CTE/PNF

Confirmado. COP/PF

+53 seg Vale izquierdo confirmado me confirmas? COP/PF

+56 seg (ininteligible) Engine FIRE. COP/PF

Vale? COP/PF

Comunica eh? COP/PF

O Gerona. COP/PF

+73 seg Cojo yo el mando. CTE/PF

8174 si puede por su izquierda en rumbo 330. ATC

Vale habla, comunica. COP/PNF

Por la izquierda en rumbo 330 AN 8174. CTE/PF

+78 seg Disparo botella eh? Disparo la botella. COP/PNF(8 figura 2)

8174 autorizado a nivel de vuelo 140, correccin 160. ATC

+87 seg El motor est cortado. El fuel flow est a cero. Para 160 si. COP/PNF

Para 160 AN 8174. Vale ha sido una emergencia, bajo el morro para 140. CTE/PF

+100 seg Disparo la otra botella eh? COP/PNF

Vale se apaga? CTE/PF

Tabla 1. Comunicaciones en cabina: aparicin del fallo y procedimiento de fuego

1.6. Investigacin sobre el motor

Tras el incidente se pudo observar que se haba desprendido un labe de fan. Eldesprendimiento fue contenido y los restos del labe se encontraron empotrados en la


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carena del fan. Los caps superior e inferior de fan (upper and lower access cowls)se haban perdido en vuelo y no se recuperaron.

Haba daos cuantiosos por fuego en el compartimento de accesorios, sobre todo en ellado izquierdo en la zona de la bomba y control de combustible. Las lneas decombustible, aceite y elctricas estaban daados por el fuego.

La lnea de cabeza del sistema de geometra variable (VG head line), que une losactuadores de los labes de geometra variable con la unidad de control de combustible(MFC), estaba desprendida de sta y goteaba combustible. El codo rgido de unin dela lnea con la MFC estaba instalado 90 girado de su posicin correcta.

El buln izquierdo (posicin 9:00) de fijacin de la caja de accesorios AGB estabafracturado y la caja colgaba del cable de la fijacin secundaria. Las otras dos fijacionesestaban daadas con un pequeo desplazamiento del buln derecho (posicin 3:00).Los daos producidos en los soportes de la AGB permitieron que la caja se moviera eimpactara con otros elementos del motor. Se haba producido una grieta en su carcasacerca de la fijacin de la posicin 6:00 por donde se observaron depsitos y restos deaceite. En esa zona no se apreciaron indicios de fuego o sobretemperatura.

La vlvula de aire (air valve starter) del sistema de arranque del motor estaba separadade su entrada.

El sistema de control de la palanca de potencia presentaba un cierto movimiento. En launin con la MFC se detect 1,3 de holgura. Uno de los tres tornillos de sujecin dela caja de transmisin de la palanca de potencia haba desaparecido, otro se encontrsuelto pero todava en su posicin y el inferior derecho se encontr instaladocorrectamente.

Se haban fracturado los 84 tornillos de unin del crter de transicin de la turbina dealta a la de baja (HPT transition case to LPT case flange). La mayor parte de los tornillosse encontraron en la parte inferior del ncleo del motor. El anlisis metalrgico de estostornillos indic que el material cumpla con las especificaciones de diseo y nomostraban indicios de roturas por fatiga o daos previos.

La rotura de estos tornillos haba provocado una rotacin de todo el mdulo de turbinade baja presin (LPT stator case) en sentido contrario al reloj, de acuerdo a la posicinen que se encontr uno de los drenajes (C sump). Esta primera rotacin se produjoinmediatamente despus de separarse el labe del fan y produjo una primeraperforacin en las carenas del tubo de escape (exhaust nozzle fairing). Ms adelanteen el tiempo, se volvi a producir un segundo giro de 180 en sentido antihorario delmdulo de baja presin (LPT stator case) que gener la aparicin de la segundaperforacin diametralmente opuesta a la primera y alineada con la ventana de explosin(blow out door).


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Las cuatro salidas de ventilacin del compartimento de accesorios presentaban marcasexternas por fuego, siendo los mayores daos (en trminos de falta de material) los dela salida situada a las 8:00 que se haba perforado. Entre las posiciones 8:00 y 10:00 sehaba producido una brecha en el sello cortafuegos y haba marcas de fuego delante ydetrs de l. Los drenajes situados en la parte inferior del cap del motor tenan restosde aceite y carbonilla.

El tubo de escape, salvo algunas decoloraciones, y la turbina de baja presin no tenandaos.

Se comprob que se haba pulsado el botn ENG FIRE PUSH del motor izquierdo y quelas dos botellas extintoras estaban descargadas.

1.6.1. Desprendimiento del labe del fan

El labe desprendido del motor izquierdo de la aeronave EC-IJF fue identificado comoel undcimo de un total de 28 que componen el conjunto del fan. El labe, con P/N6018T30P14 es una pieza de vida limitada a 18.000 ciclos (CSN). El que fall, con S/NMAE35246, fue fabricado por Teleflex (Mjico) en junio de 2002 e instalado en el motoren su fabricacin, por lo que contaba en el momento del incidente con los mismos ciclos(8.899 CSN) que el motor. Junto con Teleflex, existen otros tres fabricantes de labespara los motores CF34-1 y CF34-3 de GE. De los 28 labes de fan de este motor, 26fueron fabricados por Teleflex y 2 por otro proveedor.

El desprendimiento del labe se haba producido por la rotura de las orejetas que lomantienen unido al disco del fan (figura 6) a causa de una grieta de fatiga (dwell-timefatigue). El punto de origen se encontr en la orejeta intermedia y desde ah se habapropagado por fatiga. Adems, las orejetas delantera y trasera presentaban roturas porsobrecargas a traccin. El trozo principal del perno fracturado, que se recogi incrustado enel carenado, mostraba rotura por cizalladura sin evidencias de fatiga ni defectos de material.

Los anlisis metalrgicos y fractogrficos permitieron detectar en las superficies deltaladro de la orejeta intermedia, la presencia de defectos en la metalografa y en la forjade la pieza que disminuan sus propiedades de resistencia a la fatiga. Se observaron, enconcreto, franjas extensas de colonias alfa2 alineadas cuyos granos estaban orientadosde forma desfavorable al principal eje de esfuerzos. En el labe desprendido, la presenciade estas colonias haba dado origen a la incubacin de las grietas de fatiga. Lacomposicin del material con el que estaba fabricado el labe cumpla con lasespecificaciones de diseo y no mostraba enriquecimiento con oxgeno o nitrgeno.


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2 El titanio a baja temperatura presenta una estructura cristalina hexagonal compacta, llamada alfa o fase alfa.Dependiendo del proceso trmico y mecnico de fabricacin de la aleacin, la orientacin de los granos alfa puedeser ms o menos aleatoria. Cuando en una regin los granos alfa tienen una orientacin similar, a esta regin sela conoce como colonia alfa. El tamao y alineacin de las colonias es muy importante porque afecta a lascaractersticas del material de tal forma que cuanto ms pequeas y menos alineadas estn las colonias, mejor esel comportamiento del material. El proceso de fabricacin es el que modifica el tamao de estas colonias.

Figura 6. labe nmero 11 desprendido

Para la fabricacin de los labes, en general, se parte de trozos de barras de laminadoso desbastes de titanio de seccin entre 2 y 3,5 pulgadas de anchura. Durante la revisinde los procesos de fabricacin de los labes, de los cuatro suministradores de GeneralElectric, se comprob que el fabricante Teleflex utilizaba materia prima del mayorcalibre, que usaba las temperaturas de forja ms altas (con unas diferencias de hasta37,7 C respecto de otros fabricantes) y que la composicin qumica del materialmostraba los contenidos de aluminio ms elevados.

Para la deteccin de labes que pudieran estar afectados, se necesita hacer ensayosdestructivos en los que hay que seccionar el labe.

En la misma zona de inicio de la grieta se detect la presencia de una capa en la queel grano estaba deformado y que General Electric atribuy a un defecto de afilado delas herramientas utilizadas. Se comprob que en los procesos de mecanizacin yescariado de los taladros de las orejetas no estaba especificada la periodicidad de lasustitucin de las herramientas con las que se realizaba ese trabajo.

1.6.2. Desprendimiento de la lnea de cabeza de la geometra variable (VG head line)

La lnea de cabeza de la geometra variable es una manguera flexible de combustibleque se une a la unidad de control de combustible (MFC) a travs de un codo rgido.Este codo estaba instalado en una posicin errnea. Su posicin terica era vertical hacia


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abajo y sin embargo se encontr orientado radialmente hacia fuera del motor. Losesquemas de los manuales de mantenimiento e IPC muestran un trazado de esta lneaen su posicin terica correcta aunque en los textos correspondientes no se especificanada al respecto.

En cuanto a las fijaciones de la lnea en su recorrido por el costado del motor se observque faltaba una brida. Dicha brida figura en los IPC CF45-3B IPC SEI 779 Rev 35 y CF34-3B1 IPC SEI775 Rev 39 pero no en los dibujos de fabricacin CF 34-3B/B1 enginedrawing 6089T11. Este error fue subsanado tras detectarse a raz del incidente.

Por otro lado se hizo constar que el codo estaba firmemente apretado a la MFC, lo queevidencia que fue instalada en esa exacta posicin y hace rechazar cualquier hiptesis deque se hubiera movido en el propio evento por la accin de un tirn de la manguera. Nose descubrieron otros defectos como marcas, ovalizaciones o deformaciones del propiocodo indicativas de una situacin de traccin de la manguera. La manguera flexibletampoco mostraba ningn signo de haber estado sometida a traccin, torsin o flexin.

Se realizaron ensayos por General Electric en Smith Tubular Systems con objeto dereproducir las condiciones de desprendimiento de la lnea de cabeza. Se prob lamanguera a traccin mecnica y en una situacin de sobrepresin interna delcombustible. Las pruebas de traccin no fueron concluyentes en cuanto al origen delfallo de la manguera. Las mangueras eran capaces de absorber una traccinconsiderable sin romperse y sin que se produjeran fugas, pero esas solicitaciones eranestticas y podan no representar las cargas de choque del evento. Se descart eldesprendimiento de la manguera por una sobrepresin interna de combustible ya quetrabaja normalmente a una presin muy inferior a la que es capaz de soportar. Laprueba de presin de la manguera es una prueba esttica. General Electric mantieneque la causa ms probable del fallo de la lnea fue una carga repentina (shock impactload) que arranc la manguera y su collarn del codo daando slo la tubera internade tefln y que fue el origen del fuego.

Las conclusiones del laboratorio de materiales del NTSB es que la manguera sedesprendi del codo por haber estado sometida a un fuego previo que produjo eldebilitamiento por calor de la camisa interna de tefln o collarn y que permiti suseparacin bajo cargas mnimas.

1.7. Informacin sobre organizacin y gestin

1.7.1. Procedimiento de fuego en un motor

El Manual de Vuelo de la aeronave incluye el procedimiento a seguir en el caso deproducirse en vuelo fuego en un motor. El procedimiento incluye 6 pasos que latripulacin debe saber de memoria (memory items) y que debe ejecutar inmediatamente


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con una altura suficiente. Un sptimo y ltimo punto del procedimiento enlaza con elprocedimiento de parada de un motor en vuelo (incluido en el Anexo II). Elprocedimiento de parada de motor en vuelo, en caso de fallo de motor, termina conuna llamada al procedimiento de aproximacin y aterrizaje con un solo motor(incluido en el Anexo II).

L or R ENG FIRE or Severe Engine Damage (In Flight)

(7) Single Engine Procedures In-Flight Engine Shutdown ............................ Accomplish

La ejecucin de este procedimiento tiene como objetivo detener el suministro decombustible del motor a los inyectores y detener el flujo de combustible al motor y, sifuese necesario, descargar productos extintores al compartimento anterior del ncleo delmotor (zona A). El corte del combustible se consigue de dos maneras, por un lado,actuando sobre la unidad de control de combustible (MFC) a travs de la palanca depotencia y, por otro, cerrando la lnea de alimentacin desde los tanques al motor. Lapalanca de potencia sobre la que acta la tripulacin est conectada mediante cables ala caja de transmisin de la palanca de potencia, situada encima del motor, y desde sta,mediante una varilla, a la MFC. El ajuste entre estos elementos para las funciones deralent, mxima potencia, empuje de reversa y corte del combustible, permite que cuandodesde cabina la palanca de potencia se coloque en la posicin de SHUT OFF (paso 2 delprocedimiento), este movimiento se transmita hasta la unidad de control de combustibley no permita el suministro de combusitble a los inyectores. El segundo modo de cortarel acceso de combustible al motor es mediante las vlvulas de corte (SOV) que, situadasen el cajn central entre los planos, interrumpen el suministro de combustible desde lostanques antes de la entrada al motor. Estas vlvulas estn controladas desde cabina atravs del interruptor ENGINE FIRE PUSH (paso 3 del procedimiento).

1.7.2. Pautas de actuacin en situaciones de emergencia

El Manual de Referencia del Piloto (PRH) de la compaa define, entre otras, lassiguientes pautas generales de actuacin en situaciones anormales y de emergencia(captulo 2.2.A y 2.2.D):

At a safe altitude, affected engine:

(1) Thrust lever ........................................................................................... Confirm and IDLE(2) Thrust lever ........................................................................................... Confirm and SHUT OFF(3) ENG FIRE PUSH switch .......................................................................... Confirm and select(4) FUEL BOOST PUMP switch .................................................................... Confirm and off

After 10 seconds and fire warning persists:

(5) Affected engine BOTTLE switch ............................................................ Select, to discharge

After another 30 seconds and fire warning still persists:

(6) Other engine BOTTLE switch ................................................................ Select, to discharge


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Tras producirse un fallo de motor en vuelo, el piloto a los mandos (PF) debe centrarseen volar la aeronave y llevar las comunicaciones y el piloto no a los mandos (PNF)debe ejecutar las listas de emergencia.

La naturaleza del fallo debe ser identificada claramente por cualquiera de los pilotos. La secuencia a seguir en la ejecucin del procedimiento comienza por los puntos

memorizados (memory tems) que deben realizarse de forma inmediata sin recurrir ala lectura de las listas de chequeo. A continuacin se deben ejecutar las listas dechequeo de operacin anormal o de emergencia del manual de referencia rpida. Porltimo, las listas de chequeo normales.

Es esencial la confirmacin cruzada, y una estricta disciplina y coordinacin entre latripulacin.

Se debe conectar el piloto automtico tan pronto como sea posible siempre que laaltitud sea superior a 600 ft sobre el terreno.

La notificacin de una situacin de socorro a los servicios de control debe realizarse,segn establece el Reglamento de la Circulacin Area (apartados 10.5.3.1.1, 10.5.3.1.2y 10.5.3.2.1.1), mediante la utilizacin del trmino mayday, preferiblemente tresveces, encabezando la comunicacin.

1.8. Informacin adicional

1.8.1. Declaraciones

En su declaracin el comandante indic que cuando se hicieron cargo de la aeronave,la tripulacin previa, con la que coincidieron personalmente, no les inform de quehubiera ningn problema tcnico. Tras el despegue, los primeros 15 minutos de vuelotranscurrieron con normalidad. Se encontraban en una zona con una atmsferaestable sin turbulencia y volaban con el piloto automtico, seleccionado en el lado delcopiloto. Sin previo aviso, se produjo una explosin acompaada de vibracionesfuertes y rtmicas. Inmediatamente despus se les encendi el aviso de despliegue dela reversa y fuego en el motor izquierdo. Ni el comandante ni el copiloto recuerdancon total seguridad que la posicin de la palanca de potencia del motor izquierdoestuviese en IDLE ni que retrasaran la palanca de potencia desde IDLE a SHUTOFF.Respecto al aviso de la reversa, no not ningn movimiento de guiada, por lo queconsider que no corresponda a un despliegue real. Se centraron en el aviso de fuegoy descargaron las dos botellas. Sin embargo, el aviso de fuego no desapareci y semantuvo encendido hasta segundos antes de aterrizar. En una declaracin posterior,el comandante aclar que cuando apareci el aviso de fuego, coloc la mano sobrela palanca de gases del motor derecho para protegerlo y evitar posibles actuacionessobre el motor sano.

Cuando ocurri la emergencia, el copiloto era el piloto a los mandos pero decidi tomarlos mandos de la aeronave y desconectar el piloto automtico. La meteorologa durante


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el trayecto de regreso a Barcelona fue buena y tenan a la vista las luces del aeropuerto.No intentaron ningn reencendido del motor.

Tras el aterrizaje, y teniendo en cuenta que el aviso de fuego haba desaparecido,decidi no detener el avin en la pista y realizar la evacuacin en la calle de rodaje GA.Los servicios de extincin de incendios ya estaban esperando y cuando sali de laaeronave se estaba aplicando espuma ignfuga al motor.

La declaracin y entrevista al copiloto no aport datos adicionales. Ambos, comandantey copiloto, coincidieron en que las instrucciones de ATC no respondieron a susexpectativas de obtener vectores, sino que por el contrario, fueron largas y conreferencias a maniobras estndar.

1.8.2. Casos similares de desprendimiento de labes del fan

El incidente de la aeronave EC-IJF fue el primer caso de desprendimiento de un labedel fan en un motor CF34-1/-3. El segundo caso se produjo el 24 de mayo de 2007. Ellabe desprendido haba sido fabricado por Teleflex y tena 4.717 ciclos y 5.845 h deoperacin. La aeronave con matrcula N933EV era de la compaa Atlantic SoutheastAirlines y volaba desde Siracusa a Atlanta, a 23.000 ft, cuando la tripulacin not unaexplosin y vibraciones en el motor derecho. Apagaron el motor, declararon emergenciay aterrizaron con un solo motor sin incidencias. El desprendimiento del labe fuecontenido y no se produjo fuego. Se desprendieron los caps superior e inferior demotor y se separ la unin del crter de transicin de la turbina de alta con la de baja.

1.8.3. Recomendaciones emitidas por el NTSB

Como consecuencia de las investigaciones de los incidentes ocurridos a las aeronavesEC-IJF y N933EV, el organismo de investigacin de accidentes americano NTSB (NationalTransportation Safety Board) emiti con fecha del 5 de marzo de 2008 sieterecomendaciones de seguridad (anexo I).

La autoridad de aviacin civil americana, FAA (Federal Aviation Administration) emitilas Directivas de Aeronavegabilidad 2009-24-11 y 2010-01-04 para la inspeccin de loslabes del fan y de la instalacin de la lnea de cabeza de la geometra variable de losmotores CF34-1A, CF34-3A y CF34-3B.

Como resultado de sus investigaciones internas y teniendo en cuenta las inspeccionesrealizadas a sus suministradores, General Electric adopt medidas dirigidas a reducir elcontenido de aluminio en el material con el que se fabrican los labes y a controlar eldesgaste y reemplazo de las herramientas con las que se realizan las orejetas que unenel labe al disco del fan.


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2. ANLISIS

En vuelo con destino a Basilea y despus de 22 minutos de operacin y 14 minutos devuelo, el motor izquierdo CF34-3B1 de la aeronave EC-IJF sufri un fallo general deforma repentina e inesperada. Se desprendi un labe del fan y produjo la separaciny rotacin del mdulo de turbina de baja presin entre otros daos secundarios. Elmotor se incendi y el fuego, no contenido por los caps y carenas, se mantuvo envuelo durante 9 minutos y 40 segundos hasta que se apag tres minutos antes delaterrizaje.

2.1. Aspectos tcnicos del fallo del motor izquierdo

2.1.1. Descripcin del probable mecanismo de fallo

Se ha establecido la siguiente secuencia probable de aparicin de roturas en el motor:

Aparicin del fallo:

Rotura del labe. Vibraciones que afectaron a los caps del fan y al desbloqueo de reversa (+1

segundo).

Inmediatamente despus del fallo:

Rotura de los 84 tornillos y primer giro del mdulo de LPT y elementos asociados.Rotura de lneas de aceite.

Daos en la AGB y en los tornillos de sujecin de la caja de transmisin de lapalanca de potencia (throttle gearbox).

Prdida de aceite (+3 segundos).

Incendio (+7 segundos) y rotura de la lnea de cabeza de la geometra variable (VGhead line).

Segundo giro del mdulo de LPT.

Aparicin del fallo

El fallo general del motor se inici con el desprendimiento del labe nmero 11 del fandebido a una grieta de fatiga (dwell time fatigue). Esta separacin provoc unimportante desequilibrio msico que produjeron vibraciones altas de N1.

Estas vibraciones causaron el desprendimiento de los caps de fan y afectaron a losinterruptores de desblocaje y despliegue de la reversa. Apareci en el EICAS el aviso de


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reversa desblocada al segundo, sin que llegara a desplegarse en ningn momento (elavin no gui ni gener ningn aviso de reversa desplegada). Es posible que lasvibraciones forzadas por el motor se transmitieran a la cabina del avin y afectaran aldetector de humo del lavabo, que dispar la alarma, y a los acelermetros en pozo detren que marcaron 1,32 g.

Inmediatamente despus del fallo

La prdida de revoluciones del eje de baja, conservando todava el de alta su inercia,provoc el stall del compresor y el bloqueo del flujo en la turbina de baja. El aumentode presin delante de los labes gua del primer escaln de la turbina de baja hizoreventar el motor rompiendo los 84 tornillos de la unin del crter de transicin, esdecir, como una reaccin a la parada instantnea del fan en el momento en que el labese desprendi. El rotor de la turbina de baja gira entre los estatores de baja que sonsolidarios al crter de la turbina de baja, la tobera de salida y su carenado. Por eso, unavez rotos los tornillos de unin, como reaccin a los gases que pasaban por el rotor debaja, el crter de la turbina de baja y la tobera de salida giraron en sentido antihorario.En este giro se fractur la lnea de suministro de aceite de los cojinetes 6 y 7.

La caja de accesorios se vio afectada tambin por las vibraciones producidas tras larotura del fan. Sus soportes sufrieron daos estructurales, se produjo una grieta por laque se perdi aceite y adems la caja entera sufri un desplazamiento de su posicin.El desequilibrio en el fan y el desplazamiento de la AGB pudieron afectar al asiento dela caja de la palanca de potencia. La holgura en el asiento de la caja de transmisin dela palanca de potencia pudo modificar la posicin de los topes de la palanca de potenciay afectar a la capacidad de corte de combustible al motor.

Las prdidas de aceite a travs de la rotura de la caja de accesorios y la separacin delas lneas de suministro de los cojinetes 6 y 7 activaron el aviso en cabina de baja presinde aceite a los 3 segundos.

Incendio y rotura de la VG head line

Despus de la rotura de la caja de accesorios y del primer giro del mdulo de la turbinade baja presin se inici un incendio en el compartimento anterior del ncleo del motor.Este incendio gener un aviso de fuego a los 7 segundos de la rotura del labe. La zonade mayor intensidad del incendio fue la del costado izquierdo del motor entre las 6:00y las 8:00. No se ha podido determinar con exactitud el origen del fuego debido a laintensidad de los daos producidos despus de ms de 9 minutos de duracin.

Una vez iniciado el fuego, el aumento de la presin interna en el compartimento aumenthasta abrir la ventana de explosin. El fuego abri una brecha en el sello del mamparo


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cortafuegos por la que pas hacia el compartimento trasero y, como consecuencia, seprodujo la primera perforacin en la carena del tubo de escape (figura 1).

Como uno de los factores de influencia en el incendio se encuentra el hecho de que lalnea VG head line se desprendi de la unidad de control de combustible expulsandocombustible justo en la zona principal del incendio. A este respecto, existen diferentesopiniones sobre si el desprendimiento de esta lnea fue el origen del fuego o contribuya un fuego ya existente.

Desde el punto de vista de General Electric, la rotura de la manguera fue el origen delfuego y se produjo por un tirn repentino de la manguera al desplazarse la MFC arrastradapor el desplazamiento de la AGB. La diferente posicin de montaje del codo y la ausenciade una brida de fijacin habran ocasionado la reduccin de la holgura de la mangueraprevista en diseo. Sin embargo, no se han encontrado indicios de daos por esfuerzosmecnicos ni en la manguera ni en el codo que avalen un posible fallo inicial de lamanguera a traccin, salvo unas alusiones a los efectos de unas cargas repentinas (shockimpact load) distintos de los que cabe esperar de la aplicacin de cargas estticas.

Por otra parte, los daos en la camisa interna de tefln o collarn de la manguera sonel resultado de un sobrecalentamiento de la misma. Esto indica que el desprendimientode la lnea VG head line se produjo despus de declararse el incendio, y contribuy almismo, pero no fue origen del mismo. En este sentido, la corriente de aire derefrigeracin dentro del compartimento arrastrara las llamas hacia atrs y el punto dealimentacin del incendio debera estar en una zona ms adelantada y ms baja que enla que se encuentra el codo de la VG head line.

En definitiva, se considera que la causa ms probable del desprendimiento de la lneaVG head line fue un sobrecalentamiento por haber estado sometida a un fuego previoque se gener y desarroll en 7 segundos y del que se desconoce el punto de origen.Se descarta que el mal montaje del codo y la manguera de la VG head line hubiesensido la causa del desprendimiento de dicha lnea.

Segundo giro del mdulo de LPT

En ltimo lugar, se produjo una segunda rotacin del mdulo de LPT y la carena de latobera de escape de 180 en sentido antihorario, quedando en la posicin en la que seencontr tras el incidente. Este segundo giro se produjo, al igual que el primero, comoreaccin al giro del rotor de la turbina de baja y probablemente tuvo lugar cuando elmotor se revolucion tras la desconexin del piloto automtico (N1 cercano al 30% yvelocidad de 314 kt) con el picado de la aeronave aproximadamente 7 minutos despusdel fallo. Cuando se produjo este giro, el fuego segua establecido en el compartimentoposterior del motor y produjo la segunda perforacin en la carena del tubo de escapealineada con la ventana de explosin (figura 1).


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2.1.2. Declaracin del fuego

La caracterstica del fuego fue, a dems de su virulencia, su larga duracin (9 minutosy 40 segundos). Los registros muestran que en menos de 3 segundos se habaderramado gran parte del aceite del sistema, que contena unos seis o siete litros, y queen 7 segundos el fuego estaba establecido, con temperaturas que hicieron saltar lasalarmas de fuego.

Para que se produjera fuego se necesitaba aire, materia combustible y un foco calientede ignicin. El aire era en principio el aire de refrigeracin del compartimento de motory el material combustible el aceite derramado y el keroseno. Probablemente las roturasque desde un primer momento se produjeron en el motor, produjeron fugas de materialcombustible que se remansaron en los caps y carenas y que el giro del mdulo de bajapresin impidi su drenaje al exterior. La inflamacin se producira al contacto consuperficies calientes (250 C o superior) del crter en la zona de combustin o,alternativamente, por contacto de la neblina de keroseno pulverizado con gasescalientes, fuera del tubo de escape.

Una vez iniciado el fuego, las medidas para combatirlo a travs del procedimiento defuego en el motor no fueron eficaces ya que no se extingui hasta despus de 9minutos. Segn se identifica en el CVR, a los 16 segundos despus de saltar la alarmade fuego (23 segundos desde la aparicin del fallo) se procedi al corte del motor. Enel FDR no se observ ninguna modificacin en el caudal de combustible ya que era nulodesde los 3 segundos despus de la rotura del labe, con lo que no se tiene ningnotro medio de comprobar que efectivamente se llev a cabo el corte del motor. Ladeclaracin de la tripulacin tampoco confirma el corte del combustible al motor en losprimeros momentos ya que no recuerdan haber retrasado la palanca de potencia ni laposicin de sta cuando apareci la emergencia. Con la palanca en IDLE el flujo decombustible es mnimo de tal forma que el valor indicado es de 0 pph, es posible quela tripulacin pudiera ver el flujo de combustible a 0 y pensar que la palanca estaba enla posicin de corte del motor. Los daos estructurales que se produjeron desde unprimer momento afectaron a la integridad de la caja de transmisin de la palanca depotencia por lo que existe la posibilidad de que aunque el motor se cortara en cabina,esta accin no se hiciera efectiva en el motor. A los 43, 46 y 49 segundos de la alarmade fuego se oyen en cabina conversaciones que hacen referencia a las tareas (3) y (4)del procedimiento pero sin poder confirmarlo completamente. La siguiente accinconstatada para combatir el fuego y que debi asegurar el corte de combustible fue alos 71 segundos (78 desde el fallo) en el que se anunci la descarga de la primerabotella y para lo cual la vlvula de corte en los planos (SOV) se cierra. Esto supone unperiodo de tiempo entre 16 y 71 segundos despus de saltar la alarma de fuego en losque no se asegura que no existiera suministro de combustible al motor. Hay que sealarque el copiloto inform del cierre de la SOV un minuto antes de desaparecer el avisode fuego, es decir, ms de 9 minutos despus del inicio del fuego y mucho ms tardede la descarga de las botellas con las que esta vlvula se cierra.


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Adems de las brechas producidas por el fuego y los daos estructurales en el motor,se considera la posibilidad de que el corte de combustible desde cabina no se hiciesede forma efectiva en los primeros momentos del evento, permitiendo que el fuego semantuviese activo hasta 3 minutos antes del aterrizaje.

2.1.3. Anlisis de los fallos de material y recomendaciones emitidas

Desprendimiento de un labe de fan. Se trata de un fallo previsto en la certificacin delmotor que segn la normativa debe ser contenido, como ocurri en este caso, por lascarcasas y carenas del motor. Las investigaciones de General Electric han demostrado laincidencia de los procesos de fabricacin de un determinado fabricante en ladisminucin de las propiedades de resistencia a la fatiga (dwell-time fatigue) de unacierta poblacin de labes.

Como la deteccin de los labes afectados por estos defectos de fabricacin requiere larealizacin de ensayos destructivos, han sido emitidas dos recomendaciones deseguridad por el NTSB (A-08-04 y A-08-05) con objeto de mejorar la seguridad.

Daos que afectan a la integridad de la palanca de potencia. Existe la posibilidad deque la palanca de potencia del avin no fuera eficaz en la accin de cerrar el paso decombustible en el motor, a causa de la holgura que adquiri la caja de transmisin dela palanca de potencia. La consecuencia de este fallo sera la prolongacin en el tiempode una fuga de combustible. El NTSB ya ha emitido las recomendaciones A-08-03 y A-08-09.

Daos en la fijacin e integridad de la caja de accesorios. Estaba prevista por diseo lafrangibilidad de los bulones de montaje de la caja de accesorios, por lo que no espreocupante, en s, la rotura de uno de ellos y el fallo parcial de otro. Sin embargo, lasujecin secundaria no evit que se produjera el agrietamiento de la carcasa de esa cajapermitiendo la salida de un aceite eventualmente inflamable.

Rotura de una manguera de combustible del sistema de geometra variable. Se consideraque la causa ms probable de la rotura de esta lnea fue un debilitamiento de la mismapor haber estado sometida al fuego que se declar en el compartimento anterior delmotor. Como consecuencia de la investigacin se detectaron fallos en las instruccionesde montaje de dicha lnea que han sido contempladas en las recomendaciones del NTSBA-08-07 y A-08-08.

Desprendimiento en vuelo y cada de los caps de fan. Como el fallo del motor seprodujo sobrevolando el Mediterrneo, la cada de las dos piezas voluminosas de loscaps no tuvo consecuencias sobre la seguridad. Si bien es cierto que si esto hubieseocurrido sobre reas pobladas hubiese podido tener consecuencias ms graves, el riesgode daos a otras personas aparte de la aeronave es mnimo.


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Fallo en la extincin del fuego. Las llamas no estuvieron contenidas por los caps delmotor pero no afectaron a los soportes del motor ni a la clula del avin. La descargade las dos botellas extintoras no logr la extincin del fuego declarado en elcompartimento de accesorios del motor. En este caso, con fugas de combustible y aceitey grandes boquetes abiertos por el propio fuego en los caps, era imposible contenerel fuego debido a la dispersin de los agentes ignfugos.

Desbloqueo de la reversa. El aviso de reversa izquierda desblocada se debi a los daoscausados por el desprendimiento de los caps de fan en los microinterruptores con elsistema.

Avisos y alarmas. Se presentaron numerosos avisos acsticos y luminosos a la tripulacinen el desarrollo de la emergencia. De ellos, respondieron a la realidad de lo que estabaocurriendo en el motor izquierdo, los de reversa desblocada, baja presin de aceite yfuego en el motor. El aviso de humo en el lavabo fue el nico que no se correspondicon la realidad.

2.2. Aspectos relacionados con la tripulacin tcnica

La situacin a la que se enfrent la tripulacin fue compleja por la acumulacin ypersistencia de avisos en cabina. En 7 segundos, y sin ningn tipo de indicio previo,aparecieron avisos relacionados con la reversa, aceite y fuego en el motor izquierdo ydurante ms de 9 minutos el fuego se mantuvo en vuelo. A pesar de laspuntualizaciones que se explican a continuacin, la resolucin de todas las emergenciasfue satisfactoria y sin consecuencias para el pasaje.

Los 22 primeros segundos, con unos avisos superponindose a otros, se oy al copilotoidentificar el fallo de la reversa e indicarle al comandante que no tocara la palanca depotencia del motor derecho, segn aclaraciones posteriores. El comandante, a pesar deno realizar ninguna comunicacin verbal durante la aparicin de la emergencia, estabatomando medidas para proteger el motor sano. Esta iniciativa de salvaguardar con lamano la palanca se puede considerar como una buena prctica preventiva, pero al noresponder a ninguna de las directrices del operador desconcert al copiloto que, por elcontrario, pens que iba a cortarlo.

Inmediatamente despus de acallar los avisos el copiloto inici el procedimiento defuego, que sera ejecutado por l. Haban transcurrido 23 segundos desde el fallogeneral y 16 desde la aparicin del aviso de fuego. Si bien no hubo identificacin verbalde la naturaleza de la emergencia ni del procedimiento que iban a iniciar, se priorizarony valoraron adecuadamente, tanto por el comandante como por el copiloto, lasemergencias y, a pesar de una serie de confirmaciones errneas sobre el motor a cortar,las acciones se realizaron sobre el motor correcto.


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El copiloto, a los mandos en ese momento, adems de iniciar el procedimiento deemergencia llev las comunicaciones con ATC. Esta sobrecarga de tareas inicial llev aun cambio de funciones durante el procedimiento de emergencia en que el piloto a losmandos pas a ser el comandante. Durante el vuelo se volvera a producir un traspasode funciones en lo que a las comunicaciones se refiere, pasando del comandante alcopiloto en varias ocasiones. Teniendo en cuenta el reparto de funciones que establecela compaa en este tipo de situaciones, el copiloto debera haberse centrado en volary llevar las comunicaciones mientras que el comandante se habra encargado decombatir la emergencia.

La desconexin del piloto automtico no se considera una prctica adecuada en estassituaciones. Por el contrario, la utilizacin de automatismos, como el piloto automtico,se recomienda en las emergencias.

La aparicin de los avisos de TOO LOW TERRAIN indica que el punto (5) delprocedimiento de aterrizaje con un solo motor no se ejecut. Las condiciones devisibilidad eran buenas por lo que ninguno de los dos pilotos tom ninguna accin nicoment nada. En otras condiciones ms desfavorables, este aviso hubiese llevado a unamaniobra de aproximacin frustrada que hubiese resultado innecesaria.

De menor importancia, y en cuanto a la notificacin de la emergencia, no se utiliz eltrmino mayday que establece el Reglamento de la Circulacin Area. En este casono tuvo ninguna consecuencia ya que se les dio prioridad para el aterrizaje, pero enotras circunstancias como aeropuertos y tripulaciones extranjeros o con mayor trfico,pudiese no haber quedado tan claro para el resto de aeronaves la prioridad que requerasu situacin. La decisin de regresar a Barcelona se considera adecuada dada laproximidad en distancia (era el aeropuerto ms cercano aunque con poca diferencia) ylos medios y capacidades de este aeropuerto con respecto al resto.

La coordinacin e informacin proporcionada a las TCP y a ATC sobre la evacuacin fuecompleta y precisa, insistiendo sobre el lado de la evacuacin.

El vuelo del incidente era el primero del da por lo que no se contempla el cansanciocomo un factor a tener en cuenta en la actuacin de la tripulacin tcnica.

2.3. Aspectos relacionados con el servicio ATC

Cuando ocurri el fallo del motor, la aeronave estaba en comunicacin con ATC en unafrecuencia en la que notific inmediatamente su situacin de emergencia.

El servicio ATC fue rpido y eficaz en proporcionar y confirmar un rumbo de vuelta, quellevaba a la aeronave directamente al aeropuerto de Barcelona, en una aproximacinlarga directa y despej el rea de aproximacin de otros trficos concediendo prioridad


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absoluta al vuelo en emergencia. Sin embargo, desde el punto de vista de la tripulacin,y con la aeronave a demasiada altura y con procedimientos que realizar, las instruccionesde ATC haciendo referencia a maniobras VOR-DME fueron en algn momentodemasiado largas (hasta 14 segundos) y contribuyeron a aumentar el nerviosismo de latripulacin, que requera vectores. En estas situaciones, la carga de trabajo en cabina devuelo requiere instrucciones de control cortas y concisas.

La movilizacin de los servicios de emergencia en el aeropuerto de Barcelona fuecoordinada por ATC correctamente sin producirse demoras en la atencin de laaeronave tras su aterrizaje.

3. CONCLUSIN

3.1. Conclusiones

La aeronave contaba con todos los certificados y licencias vlidas y en vigor. A los 14 minutos despus del despegue de Barcelona se produjo el desprendimiento

del labe nmero 11 del fan del motor izquierdo. Se produjo un fuego en vuelo que, a pesar de la descarga de las dos botellas

extintoras, dur durante 9 minutos y 40 segundos y se extingui 3 minutos antes dela toma de contacto.

El fuego se inici en el compartimento de accesorios del motor y se extendi a travsdel sello del mamparo cortafuegos hacia el compartimento posterior bajo la carenade tubo de escape.

Las llamas abrieron dos grandes brechas en la carena de tubo de escape, daaron lajunta del mamparo cortafuegos y produjeron otras perforaciones en el cap superiorde motor.

El fuego no se transmiti al resto del avin. Los factores meteorolgicos no fueron de influencia en el incidente.

Motor

La separacin del labe se produjo por una disminucin en las propiedades deresistencia a la fatiga (dwell-time fatigue) en la orejeta intermedia sobre la que sealoja el perno de unin del labe a su disco.

La disminucin de las propiedades de resistencia a la fatiga se debi a la existenciade franjas de colonias alfa alineadas desfavorablemente en la estructura de titanio, apartir de las cuales la fractura se propag por fatiga de bajos ciclos.

El desprendimiento del labe fue contenido en el crter del fan. El importantedesequilibrio en el fan origin diversos eventos secundarios:

Fractura de los 84 tornillos de unin del crter de transicin de la turbina de altaa la de baja (HPT transition case to LPT case flange).


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Rotacin y separacin del modulo de LPT y todos sus elementos asociados. Separacin de la manguera de combustible de la lnea de cabeza de la geometra

variable (VG head line) en su unin a la MFC. Desprendimiento y agrietamiento de la caja de accesorios. Holguras en la caja de transmisin de la palanca de potencia. Desprendimiento y cada de los caps de fan. Desbloqueo de la reversa.

Aunque sin efecto sobre el fallo, se descubri un error de montaje del codo rgidoque une la manguera flexible de la lnea de cabeza de la geometra variable (VGhead line) a la unidad de control de combustible (MFC) que puso de manifiestodiversas incongruencias en los documentos de montaje de esa pieza.

Tripulacin

Todos los miembros de la tripulacin contaban con todas licencias y certificadosvlidos y en vigor.

Comandante y copiloto llevaban volando los tres das anteriores al del incidente, yeste vuelo era el primero que realizaban ese da.

La valoracin y priorizacin de los avisos en cabina se realiz de forma correcta yrpida.

El procedimiento de fuego de motor en vuelo se inici a los 16 segundos de aparecerel aviso de fuego. La descarga de la primera botella extintora se produjo a los 71segundos.

La distribucin de funciones en la emergencia entre los miembros de la tripulacin norespondi a los criterios operacionales del operador.

La aeronave aterriz sin problemas, con un solo motor, en la pista 25R de Barcelona. La evacuacin se realiz en la calle de salida rpida GA sin incidencias.

ATC

ATC desvi los trficos precedentes y posteriores para dar prioridad en el aterrizaje ala aeronave.

Los servicios de bomberos fueron alertados y estaban preparados para ayudar a laevacuacin.

3.2. Causas

El fallo del motor izquierdo de la aeronave EC-IJF fue causado por el desprendimientode uno de los labes del fan debido a grietas de fatiga (dwell-time fatigue) iniciadasen reas con franjas de colonias alfa alineadas desfavorablemente en la microestructrade titanio generadas durante el proceso de fabricacin del labe.


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4. RECOMENDACIONES SOBRE SEGURIDAD

Como consecuencia de las investigaciones de los incidentes ocurridos a las aeronavesEC-IJF y N933EV, el NTSB emiti siete recomendaciones de seguridad en relacin condeficiencias de diseo y fabricacin detectadas. Las recomendaciones de este informeafectan a los aspectos operacionales del incidente.

La situacin a la que se enfrent la tripulacin de la aeronave EC-IJF fue muy crticadebido a la aparicin prcticamente simultnea de avisos en cabina y a la persistencia,durante 9 minutos 40 segundos, de un aviso de fuego inextinguido en el motorizquierdo. A pesar de que la resolucin de la emergencia fue satisfactoria, el anlisis dela actuacin de la tripulacin ha permitido identificar algunos aspectos relacionados conla gestin de recursos de la tripulacin sobre los que se considera necesario emitir unarecomendacin de seguridad.

REC 03/10. Se recomienda al operador Air Nostrum que refuerce la formacin de sustripulaciones tcnicas en los siguientes aspectos:

Liderazgo y tcnicas de toma de decisiones sin precipitacin ensituaciones anmalas y de emergencia.

Reparto de funciones entre miembros de la tripulacin en situacionesanmalas y de emergencia.

Pautas y procedimientos para la identificacin, notificacin ypriorizacin de fallos en situaciones anmalas y de emergencia.

La ejecucin rigurosa de los procedimientos en situaciones anmalas yde emergencia para evitar introducir factores de desconcierto en elresto de miembros.

El uso apropiado del nivel de automatismo en cada situacin. La utilizacin de terminologa estndar en situaciones anmalas y de

emergencia.

ANEXO IRecomendaciones emitidas por el NTSB A

U.S. Federal Aviation Administrationy Transport Canada


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The National Transportation Safety Board recommends that Transport Canada(http://ntsb.gov/Recs/letters/2008/A08_3.pdf):

Require Bombardier to redesign the retention feature of the Canadair Regional Jet-100/-200 aircraft engine throttle gearbox to ensure that it can withstand the loadsgenerated by a fan blade separation or similar event (A-08-03).

The National Transportation Safety Board recommends that the Federal Aviationadministration (http://ntsb.gov//Recs/letters/2008/A08_4_9.pdf):

Require GE Aviation to define a reasonable maximum cycle limit below 4,717 cyclessince new for Teleflex-manufactured CF34-1/-3 fan blades, considering the twofailures and available data, and require that the blades be removed from servicebefore that limit is exceeded (A-08-04).

Require GE Aviation to include dwell time fatigue testing in the CF34-1/-3 fanblade manufacturing process requirements to verify that any modifiedmanufacturing process adequately reduces the possibility of the presence ofaligned alpha colonies in the finished part (A-08-05).

Require GE Aviation to make modifications to the CF34-1/-3 engine design andensure that an engine unbalance event will not cause the engine to catch fire(A-08-06).

Require GE Aviation to revise the CF34-1/-3 engine manual so that it clearlyspecifies the aft actuator rod3 hose elbow orientation and the requirement foradequate slack in the hose (A-08-07).

Require a one-time inspection of the aft actuator rod3 hoses installed on all CF34-1/3 engines to ensure hose integrity during an unbalance event (A-08-08).

Require that all operators of Bombardier Canadair Regional Jet-100/-200 aircraftincorporate Bombardiers redesign of the engine throttle gearbox retention asrecommended in Safety Recommendation A-08-03 (A-08-09).

3 Debido a un error de publicacin, el texto de la recomendacin hace referencia a la rod hose cuando deberadecir head hose.


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ANEXO IIProcedimientos de parada del motoren vuelo y aproximacin y aterrizaje

con un solo motor

IN-FLIGHT ENGINE SHUTDOWN

Accomplish an engine shutdown only when flight conditions permit:

(1) Affected thrust lever ............................................ Confirm and IDLE(2) Affected thrust lever ............................................ Confirm and SHUT OFF(3) 14th STAGE ISOL switch ....................................... OPEN

If engine shutdown was not due to a hydraulic system high temperature condition:

(4) Affected HYDRAULIC B pump .............................. on If left engine shut down ................................... HYDRAULIC 1 switch ON If right engine shut down ................................ HYDRAULIC 2 switch ON

(5) Affected FUEL, BOOST PUMP switch .................... Confirm and off(6) ANTI-ICE, LH or RH COWL switch ........................ Affected side OFF(7) APU (if available) (30,000 feet and below) ........... Start(8) APU GEN switch .................................................. ON

(10) Fuel system .......................................................... CheckCrossflow ..................................................................... AUTOQuantity/Balance .......................................................... CHECK

Engine damage is suspected/intentional shutdown:

(11) Land at the nearest suitable airport(12) Single Engine Approach and Landing procedure ... Accomplish

SINGLE ENGINE APPROACH AND LANDING

(1) APU (if available) (30,000 feet and below) ............. Start(2) APU GEN switch .................................................... ON

Below 15,000 feet:

(3) L and R PACKS ...................................................... ON(4) Go-around thrust reference .................................... Set

Airplanes with the EGPWS installed

(5) GRND PROX, FLAP switch ...................................... OVRD

Approach and landing:

(6) Approach and landing flaps ................................... 20(7) Final approach speed ............................................. Not less than Vref (flaps 45) + 12 KIAS(8) Actual landing distance .......................................... Increase by a factor of 1.25

(25%) for a flaps 20 landingwithout the use of reverse thrust

CAUTION

If required, use remaining thrust reverser carefully upon landing


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INFORME TCNICO A-048/2006

LOCALIZACIN

Fecha y hora Jueves, 3 de agosto de 2006; 17:15 h local1

Lugar Embalse de Guadalest (Alicante)

DATOS DEL VUELO

Tipo de operacin Aviacin comercial Lucha contra incendios

Fase del vuelo Amaraje

INFORME

Fecha de aprobacin 27 de octubre de 2010

TRIPULACIN

Piloto al mando

Edad 36 aos

Licencia Piloto comercial de avin (CPL(A))

Total horas de vuelo 2.645 h

Horas de vuelo en el tipo 60 h

AERONAVE

Matrcula EC-JKI

Tipo y modelo AIR TRACTOR AT-802A

Explotador FAASA

Motores

Tipo y modelo PRATT & WHITNEY PT6A-67AG

Nmero 1

LESIONES Muertos Graves Leves /ilesos

Tripulacin 1

Pasajeros

Otras personas

DAOS

Aeronave Importantes

Otros daos Ninguno

RESUMEN DE DATOS

1 La referencia horaria en este informe es la hora local. Para obtener la hora UTC hay que restar 2 unidades a la local.

Informe tcnico A-048/2006

1. INFORMACIN SOBRE LOS HECHOS

1.1. Descripcin del suceso

El avin despeg del aeropuerto de Valencia para participar en la extincin de unincendio en la zona de Jtiva. Durante el vuelo se cancel la misin y se le envi a otroincendio en Sierra Aitana. Segn inform el piloto, cuando lleg a la zona contact conel helicptero que estaba realizando las labores de coordinacin de los medios areos ycon los pilotos de otras dos aeronaves que participaban en la extincin, los cuales ledijeron que estaban cargando agua en el embalse de Guadalest porque era cercano allugar del incendio y tena bastante agua.

Descarg el agua que llevaba y se coloc detrs de los otros aviones. Era la primera vezque operaba en ese embalse, al igual que el piloto que le preceda, aunque este yahaba realizado dos cargas en el transcurso de esa operacin momentos antes delaccidente. La carga de agua se realiz intentando imitar lo que hacia el primero de lostres pilotos, desde el noroeste hacia el sureste, es decir, desde la cola del embalse haciala presa, y la separacin con la aeronave precedente era tal que, cuando una seencontraba en el tramo final de la aproximacin, la aeronave que iba delante iniciabael ascenso. Los tres hicieron la carga de agua de manera manual.

Figura 1. Trayectoria de la aeronave

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Boletn informativo 3/2010 Informe tcnico A-048/2006

En el momento en que la aeronave toc el agua not una guiada brusca hacia laderecha, desvindose hacia la orilla, hasta que el flotador derecho se sali del aguaimpactando contra el terreno y rompindose. El piloto pudo conducir de nuevo el avinhacia el interior del embalse, y aument los gases con intencin de despegar, pero elavin capot y la hlice impact contra el agua y se rompi.

El piloto result ileso y avis por radio al helicptero que estaba coordinando laextincin, el cual le rescat minutos despus.

El avin qued sumergido en posicin invertida y apoyado en un talud a la orilla delembalse. Presentaba daos importantes en toda su estructura y se haban desprendidolos dos flotadores. Los mandos de vuelo no estaban daados y se movan libremente.Los flaps estaban en su posicin intermedia. La palanca de gases estaba al mximo y la palanca de apertura de emergencia de las compuertas del depsito de agua estaba en posicin vertical, que es su modo habitual de operacin . La palanca queaccionaba los timones que van situados en la parte trasera de los flotadores estaba enla posicin de timones liberados. Los timones estaban desplegados y no presentabandaos ni rozaduras, pero no haba continuidad en el cable que los conectaba a lapalanca al haberse desprendido los flotadores. Las tomas de agua (scoops) estabancerradas y no presentaban deformaciones. El mando que las accionaba estaba en modomanual.

En la orilla por la que se sali el avin se encontraron, adems de las huellas, diversosrestos que evidenciaban que, adems del flotador derecho, tambin haba impactadocon el terreno la parte inferior del fuselaje y la hlice.

1.2. Informacin sobre la tripulacin

El piloto tena licencia de piloto comercial de avin (CPLA) en vigor, habilitacin de vueloinstrumental (IR), habilitacin de clase multimotor (ME piston land), habilitacinagroforestal y habilitaciones de tipo monomotor turbina Airtractor SET para tierra yanfibio (las tres ltimas solo para aeronaves espaolas). Su experiencia era 2.645 h, delas cuales 220 eran en el avin AT-802 y de ellas, 60 en el avin AT-802 anfibio. Enabril haba recibido dos cursos de entrenamiento recurrente referidos a emergencias ya la actividad agroforestal.

1.3. Informacin sobre la aeronave

El avin fue fabricado por AIR TRACTOR en 2005 con nmero de serie 802-A0205. Supeso mximo al despegue era 7.257 kg y llevaba un motor Pratt & Whitney PT6A-67AGcon nmero de serie PCE RD 0120, y una hlice de cinco palas marca HARZTELL MC-B5MA-3D con nmero de serie Hub HBA 1361.

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Informe tcnico A-048/2006

El diseo original de esta aeronave haba sido modificado para adaptarlo de avinterrestre a anfibio y el cambio estaba amparado por un STC cuyo titular es WIPAIRE. Loscambios afectaban tambin al manual de vuelo del modelo original. Los flotadores estnunidos a la parte inferior del fuselaje por una barra metlica en la parte delantera y poruna estructura metlica triangular en la parte trasera, quedando unidos entre s porsendas barras y por unos tirantes. Cada flotador aloja en su interior el tren de aterrizaje,compuesto por una rueda delantera y dos traseras.

Las tomas de agua van situadas en laparte inferior de los flotadores, delantede las ruedas traseras del tren. Son dostubos que se despliegan hacia abajo yque permiten la entrada de agua apresin mientras el avin estavanzando durante la carrera de toma ydespegue. Estn conectadas por sendastuberas al depsito que recoge el agua(hopper).

La operacin de carga de agua se puede realizar en modo automtico o en modomanual. Las tomas se abren pulsando un gatillo que hay en la palanca de mando. Si seopera en modo automtico, hay que seleccionar previamente en un panel la cantidadque se va a cargar y el sistema hace que las tomas se cierren solas cuando se ha llegadoa dicha cantidad, aunque se mantenga el gatillo pulsado. En modo manual, las tomasse cierran al soltar el gatillo. La operacin en modo manual obliga a mirar el panel decarga en el interior de la cabina mientras dura la toma de agua, haciendo que se desvela vista del exterior mientras el avin realiza el recorrido por el agua.

Si el amaraje se realiza con las tomas de agua abiertas y el contacto con el agua no esperfectamente simtrico, se introduce una guiada importante que puede hacerdesequilibrar el avin y desviarlo de su trayectoria.

En la parte de atrs de los flotadores hay unos timones que sirven para el guiado delavin en el agua, que se deben extender2 una vez que el avin ha amerizado, mediantela liberacin de una palanca situada en la cabina a la izquierda y detrs del piloto. Estapalanca est sujeta por una abrazadera que admite cierta holgura en su posicin. Unavez suelta, esta palanca gira 90 y descansa en el suelo de la cabina.

Los timones actan movidos por los pedales de direccin y sirven para guiar a laaeronave dentro del agua. Un golpe fuerte al realizar una toma excesivamente durapuede hacer que se suelte la palanca de su posicin original y que los timones queden

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Figura 2. Detalle de una toma de agua

2 Segn el Manual de Vuelo los tiene que desplegar el piloto al amerizar y mantenerlos durante su recorrido en elagua.

Boletn informativo 3/2010 Informe tcnico A-048/2006

liberados. Si los flotadores se separan del resto del avin deja de haber continuidad enel cable que conecta la palanca con los timones y estos quedan liberadosautomticamente.

1.4. Informacin sobre normativa aplicable

AESA tiene un Procedimiento para la obtencin de autorizacin para ejerceractividades de trabajos areos, el cual recoge varios requisitos de carcteradministrativo, entre los que incluye la elaboracin de

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