Limiti della manutenzione di strutture aeronautiche e soluzioni mediante sensori innovativi

in evidenza come un adeguato programma di manutenzione sia necessario per garantire 
l'incolumità dei passeggeri ma al contempo anche il prestigio della casa costruttrice. 
Nel secondo capitolo, si è affrontato lo studio dell'attuale manutenzione delle strutture 
aeronautiche, analizzando gli standards richiesti e descrivendo nei particolari le procedure 
essenziali per poter accertare l'integrità strutturale di un aeromobile. 
Nel terzo capitolo si sono ricercati i limiti tecnici ed economici della attuale manutenzione 
di strutture aeronautiche, mediante un approccio di tipo probabilistico. In particolare, si è 
effettuata un'applicazione numerica ad un pannello di rivestimento esterno di un ATR-72, 
analizzandone i limiti. Inoltre si è affrontato il tema della sicurezza e dell'affidabilità delle 
ispezioni attuali, mettendo in risalto anche la dipendenza del costo dal livello di sicurezza 
richiesto. 
Per superare i limiti dell'attuale manutenzione strutturale, l'autore ha trovato nello 
“Structural Health Monitoring” e cioè nel monitoraggio strutturale mediante sensori 
innovativi, delle possibili soluzioni. Nel quarto capitolo infatti, si è affrontato lo studio dei 
tre sensori che si stanno maggiormente sperimentando per il monitoraggio strutturale e cioè 
dei sensori: Comparative Vacuum Monitoring (CVM), quelli a fibra ottica con reticoli di 
Bragg e  quelli piezoelettrici. 
Nel quinto capitolo, si è affrontato lo studio dell'applicazione dei nuovi sensori alle 
strutture di velivoli già esistenti, analizzando i benefici tecnici ed economici apportati, ma 
anche mettendo in evidenza ciò che è necessario ancora realizzare. La parte centrale e 
finale dello stesso capitolo, è stata incentrata su di una applicazione numerica, riguardante 
il progetto dello “Structural Health Monitoring” di una parte sensibile della struttura di un 
ATR-42. In questa occasione, oltre a mettere in evidenza i benefici tecnico-economici 
derivanti dall'applicazione dei nuovi sensori, si è anche calcolato il costo medio che ogni 
sensore dovrebbe possedere, affinché il passaggio alla nuova tecnologia risulti veramente 
conveniente. 
Infine, nell'Appendice (A) è riportata la procedura di calcolo adoperata dal programma 
AFGROW, che è stato utilizzato dall'autore nel seguente lavoro di tesi, per costruire le 
varie curve di propagazione delle cricche. 
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1. I REQUISITI DI SICUREZZA DELLE STRUTTURE 
AERONAUTICHE 
1.1  Il ruolo della sicurezza nel trasporto aereo 
La sicurezza del trasporto aereo è un problema molto sentito non solo dagli addetti ai 
lavori, ma anche e soprattutto dall'opinione pubblica. La vasta eco dei mezzi di 
informazione sugli incidenti aerei e l’elevato numero di vittime che mediamente ne 
consegue, ha portato ad una percezione del rischio erroneamente superiore a quella reale. 
La situazione è amplificata dal fatto che il passeggero del mezzo aereo, sente 
maggiormente la sensazione di pericolo rispetto agli altri tipi di trasporto, in quanto si trova 
ad essere in una situazione a lui innaturale e cioè quella del volo. Le statistiche sugli 
incidenti dei vari tipi di trasporto, dimostrano che il mezzo aereo è il più affidabile e 
sicuro, ma ciononostante alcuni individui decidono di escluderlo categoricamente dalla 
loro vita, preferendo altre forme di trasporto. Altri vi ricorrono solo se strettamente 
necessario, ritenendosi addirittura fortunati alla conclusione positiva dell’evento. Per tutti 
questi motivi, il trasporto aereo ha sempre puntato al raggiungimento di elevati standards di 
sicurezza, superando quelli degli altri tipi di trasporto. Tutto ciò è anche dovuto alla analisi 
minuziosa degli incidenti, che ha permesso di identificare con precisione gli elementi 
chiave che determinano il tragico evento. 
Le maggiori cause di incidente aereo sono dovute a: 
 errore umano (equipaggio; assistenti di volo),
 condizioni meteorologiche avverse,
 policy factor,
 atti di terrorismo,
 cedimenti strutturali / inadeguatezza della manutenzione.
Gli incidenti dovuti ai cedimenti strutturali od alla inadeguatezza della manutenzione sono 
relativamente modesti rispetto alle altre cause, ciononostante il compito delle case 
costruttrici dei velivoli è quello di concentrarsi sugli elementi di pericolo e cercare di 
ridurli al minimo. Infatti queste ultime sono le più colpite dai disastri aerei, in quanto i 
passeggeri tendono a boicottare i velivoli ritenuti non sicuri e di conseguenza le compagnie 
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aeree tendono a non comprare più quei tipi di velivolo. Le ripercussioni economiche, 
dovute al boicottaggio dei prodotti di una casa costruttrice ritenuta non tecnicamente 
all'avanguardia, sono tali da portarla al suo fallimento. Per questi motivi, ogni volta che 
viene sviluppato il progetto di un nuovo aeromobile, la casa costruttrice, deve “certificare” 
il proprio mezzo presso le autorità aeronautiche competenti (EASA per l’Europa). Questo 
certificato detto “Certificato di Aeronavigabilità”, viene rilasciato dalle autorità , solo dopo 
aver constatato che il velivolo adempie a tutte le norme di sicurezza previste e dopo aver 
valutato la validità del relativo “Piano di Manutenzione”. Quest'ultimo viene redatto dalla 
casa costruttrice, tenendo conto dei risultati delle prove statiche e delle prove a fatica sui 
prototipi e contiene la descrizione di tutti gli interventi programmati di manutenzione (task 
manutentivi) ed i tempi di intervento per mantenere le strutture e gli apparati di bordo 
sempre in perfetta efficienza e sicurezza. 
Le norme sulla sicurezza delle strutture aeronautiche, vengono stabilite dagli enti di 
certificazione internazionali, quali la americana FAA (Federal Aviation Administration) e 
la europea EASA (European Aviation Safety Agency). In particolare per quanto concerne 
la FAA, i requisiti fondamentali sulla sicurezza delle strutture dei velivoli civili e 
commerciali, vengono stabiliti dalla FAR - 25 , mentre i requisiti sulla sicurezza del 
gruppo propulsivo, vengono stabiliti dalla FAR - 33. 
Tabella 1 - Le principali cause di incidenti aerei secondo l'ICAO. 
Queste norme stringenti e la odierna concezione delle strutture aeronautiche, hanno 
permesso di avere un numero di incidenti dovuti a cedimenti strutturali o inadeguatezza 
della manutenzione abbastanza contenuti (si veda la Tabella 1). 
Si analizzerà in seguito e più in dettaglio, l’efficacia dei metodi di manutenzione attuali ed 
i fattori di rischio conseguenti. 
- 14 -
1.2   La valutazione a fatica delle strutture aeronautiche 
Prima di parlare della valutazione a fatica delle strutture aeronautiche, bisogna analizzare la 
differenza tra resistenza statica e resistenza dinamica (o a fatica) di una struttura. Per resi-
stenza statica di una struttura, si intende la capacità della stessa di resistere a dei ben deter-
minati livelli di carico statico. Questi ultimi sono rappresentati dal carico limite e dal carico 
ultimo. Il primo è rappresentato dal massimo carico verificabile durante un ciclo operativo 
del velivolo (decollo-crociera-atterraggio), moltiplicato per un fattore di sicurezza. Esso è 
diversificato a seconda della zona del velivolo (carico di manovra più quello di raffica per 
le ali; carico di atterraggio più contingenza per i carrelli, ecc.). La probabilità che una parte 
della struttura sia soggetta a carico limite è molto bassa e cioè pari a 
10 1 
−6 
/ciclo (cioè un 
evento ogni milione di cicli). Una volta superato questo carico, la struttura è soggetta al fe-
nomeno di instabilità dell’equilibrio elastico (fenomeno di buckling). Il secondo è invece 
un carico tipico da impatto, che danneggia in maniera irreparabile la struttura e mette a ri-
schio la sicurezza dei passeggeri. Come tutti i fenomeni probabilistici, esso non può essere 
impossibile, ma solo altamente improbabile. Le norme aeronautiche impongono che tale 
x 
probabilità deve essere pari ad 
10 1 
−9 
/ciclo (cioè un evento ogni miliardo di cicli) e che le 
strutture siano in grado di accettare il carico ultimo, senza subire rotture evidenti, per alme-
no 3 secondi. Secondo la FAR 25.571, il legame che intercorre tra questi due carichi è dato 
da: 
L
ult . 
= * 5,1 L 
x 
lim. 
A sua volta il carico limite è dato dal prodotto del carico di esercizio, tenuto conto della 
contingenza massima, per il coefficiente di sicurezza pari ad 1.1: 
L
lim 
= * 1,1 L
es
Il coefficiente di contingenza massima per un velivolo commerciale è pari a 2,5. 
Nella tabella 2, viene riportato il quadro riassuntivo di alcuni carichi statici tipici delle 
strutture di un aeromobile. 
- 15 -
T ipo di 
cari co stati co 
Struttura D ettagl io del cari co 
Probabilità di 
evento/ciclo 
Semiali (peso proprio + forze aerodin.) x 2,5 x 1,1 
1x10
-6
/CICLO Ca rico Lim ite Carrelli 
( peso velivolo x fatt. contingenza x 1,1 )/( num. 
carrelli ) 
Fusoliera (peso proprio + res. aerodinamica) x 2,5 x 1,1 
Semiali 1,5 x ( carico limite semialare ) 
1x10
-9
/CICLO 
( per 3 secondi max ) 
Caric o U ltim o 
Carrelli 1,5 x ( carico limite carrelli ) 
Fusoliera 1,5 x ( carico limite fusoliera ) 
Tabella 2 - Configurazione di alcuni carichi statici per un velivolo commerciale. 
La resistenza a fatica è invece la capacità della struttura di resistere ai carichi variabili cicli-
camente nel tempo. 
La quasi totalità della struttura di un velivolo è dimensionata secondo i criteri a fatica. I 
livelli di carico agenti su queste però non sono noti a priori, ma variano in maniera 
aleatoria. Il problema da risolvere è allora quello di creare uno spettro di carico quanto più 
rispondente a quello che il velivolo incontrerà durante la sua vita operativa. Per far ciò, si 
ricorre alla misurazione delle condizioni di carico incontrate durante le diverse fasi di volo, 
a bordo di un velivolo simile a quello di progetto. 
Nella Figura 1, è riportato l’andamento qualitativo dello spettro di carico cui sono 
sottoposte le semiali di un velivolo, durante un ciclo completo decollo-crociera-atterraggio. 
- 16 -
Figura 1 - Andamento delle tensioni agenti sulla parte inferiore di una semiala del 
Loockheed Martin S-3B, durante una prova di volo . Riferimento: [8]. 
Per tale motivo, molti costruttori, ma anche molte compagnie aeree, allo scopo di 
ricostruire le condizioni di carico normalmente incontrate dai propri velivoli durante la loro 
vita operativa, hanno creato una vera e propria banca dati sulle grandezze aleatorie 
significative: accelerazione del baricentro, velocità, quote di volo, ecc. E’ chiaro che questi 
parametri andranno opportunamente adattati al nuovo velivolo, per tenere conto delle sue 
peculiarità di tipo aerodinamico, di tipo operativo e di tipo costruttivo. Una volta stabilito 
lo spettro di carico per il velivolo in esame, la casa costruttrice provvede ad applicarlo 
ripetutamente ad un prototipo in scala reale completo di ogni sottostruttura (si veda la 
Figura 2). 
- 17 -
Figura 2 - Schematizzazione del Full Scale Fatigue Test di un Airbus 300. 
Mediante questa prova, denominata Full Scale Fatigue Test, si possono simulare in tempo 
ridotto, le migliaia di cicli previsti per la vita operativa del velivolo e concentrarsi su alcuni 
aspetti importanti quali: decolli, atterraggi, manovre, rullaggio, ecc. Essa inoltre serve a ve-
rificare che la vita a fatica ipotizzata in fase di progetto per ogni singolo componente strut-
turale, corrisponda a quella reale. Se dopo questo Test, si riscontrano delle discrepanze, la 
casa costruttrice avrà due possibilità: riprogettare quei componenti che hanno dato luogo a 
cedimenti prematuri e sottoporli nuovamente al Test, oppure diminuire il numero dei cicli 
di servizio. 
1.3   Filosofie di progetto per la resistenza a fatica 
Come è noto, una struttura soggetta a carichi variabili nel tempo, a causa di difetti insiti nel 
materiale o a causa di lavorazioni che intensificano il fattore di concentrazione degli sforzi, 
enuclea delle cricche di fatica. Queste cricche si propagano nel tempo, indebolendo la strut-
tura stessa fino alla rottura di schianto. E’ allora necessario stabilire dei criteri che permet-
tano di garantire alla struttura la resistenza necessaria per sopportare i carichi di servizio 
per tutta la vita di progetto. Vengono a tale scopo adoperate varie filosofie, quali ad esem-
pio la teoria del danno cumulativo di Miner. 
- 18 -
In campo aeronautico le norme fanno espressamente riferimento alle seguenti filosofie di 
progetto: 
• Safe-Life; 
• Damage-Tolerance. 
Verranno allora esposte i seguito i principi fondamentali su cui si basano queste due filoso-
fie di progetto. 
1.3.1 Il concetto di strutture Safe-Life 
Il requisito fondamentale di una struttura di tipo Safe-Life
1
, è quello di garantire, per una 
assegnata vita di progetto, la capacità di resistere alle sollecitazioni di sevizio, rimanendo 
libera dalle cricche di fatica. In pratica questa struttura possiede una “vita sicura”, e cioè un 
numero di cicli o di ore di funzionamento nettamente inferiori a quelle necessarie all’enu-
cleazione delle cricche di fatica. Al termine della vita di progetto, la struttura viene scartata 
e sostituita con una nuova, a prescindere dalle sue reali condizioni di danneggiamento. Per 
ottenere la vita sicura di un componente strutturale, basta dividere il numero di cicli che 
portano a rottura il particolare per un fattore di incertezza (Scatter Factor). La ragione dello 
Scatter Factor è prudenziale. Infatti la vita a fatica del componente strutturale viene dedotta 
dall’analisi delle prove sperimentali effettuate su dei prototipi in scala reale. 
Bisogna però tenere presente che in questa analisi vi sono dei fattori di incertezza: 
• incertezza sullo spettro di carico riscontrabile in servizio, 
• incertezza sulle proprietà fisico/chimiche del materiale, 
• incertezza sulle misurazioni effettuate. 
Per questo motivo vengono presi dei valori dello Scatter Factor abbastanza prudenziali: da 
3 ad 8, ma in genere nel campo aeronautico non si scende mai al di sotto di 4. In Figura 3, 
si può osservare l’andamento qualitativo di una curva di propagazione della cricca. Queste 
curve vengono costruite mediante le apposite leggi di propagazione (Paris, Forman, ecc.). 
1 
In accordo con il FAA’s Damage Tolerance Assessment Handbook, Volume I, edito nel Febbraio 1999: “for 
safe life, the design objective [is] to make the time needed to form a crack longer than the operational life of the 
structure.” Advisory Circular 25.571-1C, states that the “safe-life of a structure is that number of events such as 
flights, landings, or flight hours, during which there is a low probability that the strength will degrade below its 
design ultimate value due to fatigue cracking.” 
- 19 -
Figura 3 - Andamento del diagramma di propagazione della cricca a fatica. La rottura 
del pezzo avviene a 30.000 cicli, ma lo Scatter Factor pari a 5, pone la vita sicura a soli 
6.000 cicli. 
Le strutture aeronautiche che utilizzano questa filosofia di progetto, risultano molto pesanti 
ed anche costose, visto il basso sfruttamento imposto. Tuttavia, ancora oggi, questa rimane 
l’unica filosofia di progetto adottabile per alcuni particolari aeronautici quali i piloni di so-
stegno dei propulsori, i carrelli di atterraggio, le cerniere delle superfici mobili ed altri 
componenti difficilmente ispezionabili a vista o con tecniche non distruttive. 
1.3.2 Il concetto di strutture Damage-Tolerant 
Nella filosofia “Damage-Tolerance” si parte dal presupposto che in tutti i punti critici 
della struttura siano sempre presenti dei difetti che possono fungere da punti di innesco per 
le rotture a fatica. Questi difetti possono essere introdotti dalle lavorazioni durante il pro-
cesso di fabbricazione ed assemblaggio, o possono generarsi durante la normale vita opera-
tiva. Il punto fondamentale è allora quello di studiare le curve di propagazione di tali cric-
che, in modo da intervenire prima che queste mettano a rischio la sicurezza delle strutture. 
Ad ogni modo, prima delle riparazioni, la struttura deve essere sempre in grado di soppor-
- 20 -
tare i carichi limite imposti dalle norme, senza compromettere la sicurezza dell’aeromobile
e dei passeggeri.
Fanno parte di questa filosofia le due seguenti classi di strutture:
• strutture Fail-Safe 
• strutture Slow Crack Growth Rate 
Le prime sono delle strutture che possiedono degli elementi ridondanti. La rottura di un 
elemento, non ha effetti catastrofici, poiché il carico da esso sopportato, si ripartisce su 
quelli rimasti integri. E’ indubbio però che la resistenza globale della stessa risulta dimi-
nuita (si veda la Figura 4) e quindi bisogna intervenire prima che altri elementi cedano. 
Figura 4 - Diagramma di resistenza residua-cicli di una struttura Fail-Safe. 
- 21 -
Le seconde invece sono strutture caratterizzate dal fatto, di contenere degli elementi che 
presentano un periodo di propagazione delle cricche molto lento. Prevedendo degli inter-
venti di ispezione prima che queste raggiungano una dimensione critica e riparando gli ele-
menti danneggiati, si riesce ad avere delle strutture relativamente sicure. Il relativamente si-
cure è dovuto al fatto che vi sono sempre i problemi di incertezza evidenziati anche per le 
strutture Safe-Life e soprattutto si devono prevedere con accuratezza: la distribuzione dei 
difetti iniziali, le curve di propagazione dei difetti; il calcolo della vita residua dell’elemen-
to. Per questo motivo, anche per le strutture Damage-Tolerant, si ricorre all’utilizzo dello 
Scatter Factor, anche se di più modesta entità rispetto a quello previsto per le strutture 
Safe-Life; in genere questo valore si aggira intorno a 2.  
La filosofia di progetto Damage-Tolerance è quella che viene attualmente adottata per la 
stragrande maggioranza delle strutture aeronautiche, sia dei velivoli civili che di quelli mi-
litari. Le norme aeronautiche infatti impongono che i componenti di tipo Safe-Life siano ri-
dotti al minimo e soltanto nei casi in cui non sia possibile ricorrere ai criteri di Damage-To-
lerance. 
La progettazione Safe-Life, infatti, viene adoperata solo nei casi in cui vi sia: 
• incertezza sul danneggiamento iniziale del componente strutturale; 
• incertezza sulle curve di propagazione delle cricche; 
• impossibilità di eseguire le ispezioni per la scarsa accessibilità del componente 
strutturale. 
In tutti i casi differenti da quelli sopra citati quindi, dovrà adottarsi una progettazione se-
condo il criterio di Damage-Tolerance. 
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