Caso de estudio 1 - CCM Reparacion Mayor

Curso LAR 43 / 145

Lima, Perú ‐ 2019

Caso de estudio 01

Certificación de conformidad de

mantenimiento de una reparación mayor

Lima, Perú – 27 al 31 de mayo de 2019 CASO DE ESTUDIO 1

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A. OBJETIVOS:

Orientar a los participantes en el proceso de clasificación de una reparación frente a un

daño estructural sufrido por una aeronave.

Los requisitos que identifiquen los participantes inicialmente, deben hacerse de forma

general y sobre los criterios de la reglamentación LAR aplicable a esta solicitud, tomando en

consideración las responsabilidades del estado de matrícula de la aeronave.

B. INSTRUCCIONES GENERALES:

1. Se deberán formar 6 grupos de trabajo de 5 personas. 2. Conformado el grupo de trabajo, se deberá escoger un secretario y un portavoz del grupo. 3. Leer cuidadosamente los documentos entregados sobre la situación general del caso de

estudio. 4. Intercambiar ideas, conceptos y llegar a un consenso sobre la solución definida por el grupo

para el caso. 5. Preparar una exposición breve de los resultados obtenidos, que deberá ser entregada antes

de ser expuesta, al término del plazo asignado para este caso de estudio. 6. Finalizado lo anterior un representante del grupo, deberá exponer los resultados

obtenidos.

C. CASO DE ESTUDIO N° 1: CERTIFDICACION DE CONFORMIDAD DE MANTENIMIENTO DE UNA REPARACION MAYOR

Un explotador aerocomercial de Venezuela, que realiza operaciones de acuerdo a la Regulación Aeronáutica Venezolana (RAV) 121 el cual tiene armonizado su reglamento con los LAR del SRVSOP, identificada como Cielos Azules C.A., durante la inspección de tránsito a la aeronave marca Airbus, Modelo A320‐200, serial 25563, matrícula YV5000, se detecta una abolladura próxima a la toma presión estática del lado derecho, el personal de mantenimiento de la OMA determinó que era un daño menor, procediéndose al despacho de la aeronave. Esta aeronave luego realizó un vuelo entre el aeropuerto internacional de Maiquetía, Venezuela hasta el aeropuerto Jorge Chávez de Lima, Perú. Este daño es visualizado durante la inspección de transito por la organización de mantenimiento “Confiables y Seguros S.A.C.” (Con capacidad para mantenimiento de línea y base y es una OMA multinacional con certificación de Perú y Venezuela), la cual proporciona servicio de mantenimiento de línea a los vuelos del explotador venezolano. Este personal de la organización de mantenimiento aprobada, determinó que la el daño ameritaba una reparación mayor por lo que puso la aeronave en una situación no‐aeronavegable (AOG) hasta que la reparación se realice.

D. EJERCICIO PRÁCTICO:

1) Determinar cuál debe ser la clasificación del daño. 2) Determinar las acciones a seguir de acuerdo al reglamento LAR 43. 3) Describir el proceso de la solicitud que debe ser realizado por el explotador. 4) Que formulario se debe utilizar para la reparación, si corresponde. 5) Presentar el formulario completado de manera apropiada. 6) En qué momento se deberá empezar la reparación.


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7) En una PPT de no más de 5 diapositivas, presentar los resultados del caso de estudio.

E. TIEMPO ESTIMADO:

Se espera que el análisis de este caso de estudio se realice en 30 minutos y que la presentación tenga una duración de 10 minutos como máximo.

El tiempo total para la realización del taller es de una hora y veinte minutos.

F. RESULTADOS ESPERADOS:

En términos generales, se espera que cada grupo elabore y presente en formato digital, en un dispositivo (pendrive o memoria USB externa) una presentación sencilla, en PPT o cualquier otra ayuda visual, de no más de 5 diapositivas referente a los puntos solicitados en el ejercicio y el formulario completado de manera apropiada, considerando el tiempo estimado para el mismo.


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Apéndice 1

Figura 1. Ubicación de la abolladura


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Figura 2. Dimensiones de la abolladura

LAR 145 Apéndice 5 Certificación de conformidad de mantenimiento de modificaciones y reparaciones mayores / formulario LAR 002

03/12/2013 145-AP5-1 Enmienda N° 3

Apéndice 5

Certificación de conformidad de mantenimiento de modificaciones y reparaciones mayores / formulario LAR 002

(a) Introducción

Este apéndice cubre el uso del formulario LAR 002 para los propósitos de emisión de la certificación de conformidad de mantenimiento de modificaciones y reparaciones mayores realizadas en aeronaves o componentes de aeronaves.

(b) Propósito y alcance

1. El propósito del formulario sobre la certificación de conformidad de mantenimiento de modificaciones y reparaciones mayores LAR 002 es identificar la conformidad de mantenimiento en una aeronave o componentes de aeronaves después de realizado la modificación o reparación mayor llevada a cabo por una OMA LAR 145.

2. El certificado LAR 002 es llamado el certificado de conformidad de mantenimiento para las modificaciones o reparaciones mayores.

3. Sólo puede ser emitido por organizaciones de mantenimiento aprobadas por la AAC dentro del alcance establecido en su lista de capacidad.

(c) Generalidades

4. Si se requiere adicionar más datos sobre el mantenimiento realizado a una aeronave o componente de aeronave puede adjuntar la información complementaria a dicho formulario, haciéndose referencia en el documento adjunto a la casilla respectiva.

5. Todos los datos contenidos en este formulario, deben estar claros y legibles para permitir una fácil lectura.

6. Todos los espacios, aplicables, deben ser llenados para que el formulario LAR 002 sea vá-lido.

7. El formulario LAR 002 debe ser llenado en el idioma nacional.

8. Los detalles a ser ingresados en el formulario pueden hacerse ya sea a máquina, por computadora o a mano, utilizando letra de imprenta para permitir su fácil lectura.

9. Debe restringirse el uso de abreviaturas a un mínimo.

10. La distribución de este formulario LAR 002 debe efectuarse de la siguiente manera:

(i) Entregar al poseedor de la aeronave la liberación firmada por un representante

autorizado del taller de mantenimiento aeronáutico e incorporar la siguiente información:

a) Un ejemplar para la AAC después de 72 horas, la conformidad final de los traba-jos (de conformidad del producto afectado).

b) Un ejemplar para archivo en los antecedentes que conserve la OMA de las aero-naves, productos o componentes en que se efectúa el trabajo. Una fotocopia de este ejemplar se puede entregar a cada una de las OMA participantes en los tra-bajos realizados.

c) Un ejemplar a los archivos de registros de mantenimiento que conserve el explo-tador o propietario de la aeronave o producto afectado.

Certificación de conformidad de mantenimiento de modificaciones LAR 145 Apéndice 5 y reparaciones mayores / formulario LAR 002

Enmienda N° 3 145-AP5-2 03/12/2013

11. En cualquier momento, la AAC se reserva el derecho de inspeccionar los trabajos realiza-

dos por las OMA para realizar una reparación / modificación mayor, conforme a los proce-dimientos vigentes.

(d) Llenado del certificado LAR 002 de conformidad de mantenimiento por el emisor

La persona que realiza o supervisa una reparación o una alteración mayor, deberá preparar un formulario LAR 002. El formulario se debe llenar en cuatro ejemplares y se lo utilizará para registrar alteraciones y reparaciones mayores, realizadas a una aeronave, fuselaje, motor, hélice, o componente de aeronave.

Las siguientes instrucciones se aplican a la información que deben contener las casillas del 1 al 7 del formulario:

Casilla 1 - Información de la aeronave. Se deberá anotar: la marca, modelo, número de serie y matricula. La información se encontrará en la placa de identificación del fabricante de la aeronave. Las marcas de “nacionalidad y matrícula”, son las establecidas en el certificado de matrícula de aeronave. Esta casilla no debe completarse si el producto afectado del documento técnico es un motor, hélice o accesorio no instalado ni asignado a una aeronave.

Casilla 2 – Propietario. El nombre completo del explotador o propietario de la aeronave y su dirección. En el caso de una aeronave, el nombre debe corresponder al que conste en el certificado de matrícula de la aeronave.

Casilla 3 – Solo para uso de la AAC. La aprobación / convalidación de una reparación o modificación mayor es indicada en el ítem 3, cuando la AAC determina que los datos que serán utilizados para realizar la reparación o modificación mayor cumplen con los requisitos de aeronavegabilidad aplicables.

Completado éste casillero se retorna tres ejemplares del formulario LAR 002 al solicitante, para que pueda registrarse el cumplimiento individual de la reparación / modificación mayor. (Un ejemplar se queda con la AAC para constancia del proceso de aprobación / convalidación de datos)

Casilla 4 – Identificación de la unidad. Los espacios de información bajo el ítem 4 se utilizan para identificar el fuselaje, motor, hélice o dispositivo reparado o modificado. Sólo es necesario completar los espacios para la unidad reparada o modificada. En el caso de que el producto afectado no esté instalado o no se asigne a una aeronave específica, no deberá llenar la casilla 1. Aeronave, pero la instalación posterior requerirá aprobación adicional.

Casilla 5 – Tipo de trabajo. Realice una marca de chequeo en la columna apropiada (X ó) para indicar si el producto afectado fue reparado o modificado (si fue modificado se deberá indicar si fue bajo la aplicación de un CTS u otro documento técnico aprobado / convalidado), según corresponda.

Casilla 6 – Certificación de conformidad de mantenimiento. El LAR 43 establece las condiciones bajo las cuales las modificaciones o reparaciones mayores de fuselajes, motores, hélices y/o accesorios pueden ser obtener su certificación de conformidad de mantenimiento.

Una persona de la OMA que haya sido nombrado mediante la autorización de certificación respectiva en donde se especifique los alcances y límites para certificar a nombre de la OMA y que cumple con los requisitos establecidos en el LAR 145 referentes al personal de certificación, debe terminar de completar la forma LAR 002 con la información de las casillas correspondientes de los tres ejemplares, para que el producto afectado sea devuelto al servicio. (Secuencialmente, primero deberá ser completado la casilla 7, que hace una descripción completa del trabajo realizado en el producto afectado, para luego proceder al llenado de la casilla 6 de certificación de conformidad de mantenimiento).


Enmienda N° 3 145-AP5-3 03/12/2013

Casilla 7 – Descripción del trabajo realizado. Una declaración clara, concisa y legible que describa el trabajo realizado se debe anotar en la casilla 7, en el reverso del formulario LAR 002. Se deben incluir en este punto una reiteración de la fecha de término de los trabajos y de la individualización del producto afectado por la reparación / modificación, indicando su descripción, marca, modelo y número de serie, además de la matrícula de la aeronave, si es el caso. Es importante que la localización de la reparación / modificación, relacionada con la aeronave o componente sea descrita.

Los datos aprobados utilizados como base para la aprobación para la certificación de conformidad de mantenimiento de la modificación o reparación mayor, deberán ser identificados y descritos en esta área. Deberá contener al menos la siguiente información, en lo que corresponda:

• Identificación de la documentación técnica con el cambio de diseño aprobado / convalidado por la AAC para modificaciones mayores y, documentación técnica con las instrucciones de reparación aprobado / convalidado por la AAC para reparaciones mayores, que haya sido aplicado, según el caso;

• Ordenes de ingeniería y/o cartas de trabajo cumplidas para ejecutar los trabajos;

• Constancia de que se actualizó los manuales de vuelo de la aeronave, en cuanto a datos de masa básica (o vacío) con la correspondiente posición del centrado (C.G), y en cuanto a la Lista de Equipamiento;

• Constancia de que se actualizó el plan de reemplazos de la aeronave;

• Constancia de que se actualizó el programa de mantenimiento y/o de cumplimiento de modificaciones e inspecciones mandatorias de la aeronave;

• Constancia de que se efectuó la compensación de compás magnético conforme a la normativa vigente (excepto que esté consignado en el documento técnico aprobado / validado);

• Constancia de que el documento técnico aprobado / validado por la AAC para aplicar la reparación / modificación, se agregó a la documentación técnica de la aeronave o producto afectado;

• Detalle de los suplementos, que con motivo de la reparación / alteración hayan debido agregarse al manual de vuelo y/o a los manuales de la aeronave o producto afectado;

• Instrucciones para la aeronavegabilidad continua (ICA), excepto que estén incluidas en los suplementos de manuales correspondientes indicados en el punto anterior, tales como: instrucciones para mantenimiento, servicio, diagramas, limitaciones de aeronavegabilidad, instrucciones de remoción o reinstalación, etc.;

• Una instrucción expresa de anotar en el libro de vuelo (bitácora) toda remoción o instalación de partes agregadas en una modificación, cuando éstas sean de uso eventual para realizar determinadas operaciones. En éstos casos se debe hacer referencia a las cartas de remoción e instalación incluidas en el documento técnico aplicado o diseñadas por la OMA para el efecto; y

• Anotar la apropiada (X ó) “SI” o la palabra “NO”, en la casilla “Se adjuntan hojas adicionales”, según el caso, para completar la información. Si se agregan hojas, cada una debe ser encabezada con una reiteración de la identificación del documento técnico aplicado, la fecha de término de los trabajos y la individualización del producto aeronáutico afectado, indicando su descripción, marca, modelo y número de serie (además de la matrícula de la aeronave, si corresponde).

Certificación de conformidad de mantenimiento de modificaciones LAR 145 Apéndice 5 y reparaciones mayores / formulario LAR 002

Enmienda N° 3 145-AP5-4 03/12/2013

MODIFICACIÓN / REPARACIÓN MAYOR (Aeronave o componente de aeronave)

Formulario LAR 002

Número de control (Solo para el uso de la

AAC)

_________________

INSTRUCCIONES: Las instrucciones de llenado se encuentran en el Apéndice 5 del LAR 145. Cualquier información frau-dulenta o falsificación de este informe será sancionado conforme a la Ley.

1. AERONAVE Tipo/Marca Modelo

Nº de serie Matrícula

2. PROPIETARIO

Nombre (como está en el certificado de matrí-cula)

Dirección (como está en el certificado de ma-trícula)

3. PARA USO SOLO POR LA AAC

4. IDENTIFICACION 5. TIPO

Unidad Marca Modelo Nº de serie Reparación

Modificación

Aplicación de CTS

Aplicación de otro Doc. Técni-

co

Aeronave --- (Como esta descrito en el casillero 1) ---

Motor

Hélice

Otros com-ponentes de

aeronave

Descripción:

Fabricante:

6. CERTIFICACIÓN DE CONFORMIDAD DE MANTENIMIENTO

En virtud de la habilitación y autoridad que me han sido otorgadas, a continuación me identifico y declaro que la unidad identi-ficada más arriba en la casilla 4, fue inspeccionada en la forma dispuesta por la AAC y, consecuentemente se encuentra apro-bado.

Identificación de la OMA responsable: Persona que emite la Certificación de conformidad de mante-

nimiento: Fecha de aproba-ción:

Nombre de la OMA Certificado N° Nombre Firma Licencia N°

Formulario LAR 002


Enmienda N° 3 145-AP5-5 03/12/2013

NOTA

Los cambios de masa y balance o las limitaciones de operación deben ser anotados en el registro apropiado de la aeronave. Una modificación/relación debe ser compatibles con todas las modificaciones/reparaciones previas, para asegurar una con-formidad continuada con los requerimientos de aeronavegabilidad aplicables

7. DESCRIPCIÓN DEL TRABAJO EFECTUADO

(Si se requiere más espacio, adjuntar hojas adicionales con la identificación de la unidad y/o matrícula de la aeronave (se-gún corresponda) y la misma fecha de término de los trabajos).

Numero de Matri‐

cula /Número de

Serie

Fecha

Se adjuntan hojas adicionales

Formulario LAR 002

xxxxxxxx Printed: 4/13/2018 REV 122 - FEB 18 - Rel 12.0 - 11-04-18

A318_A319_A320_A321A320 Structural Repair Manual

51-11-00-00101/09/2018PGBLK EFFECTIVITY: 001-999

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51-11-00 Pageblock 001 DAMAGE CLASSIFICATION - DAMAGE CLASSIFICATIONWeight Variant Number: A320-200 WV000, A320-200 WV001, A320-200 WV002, A320-200 WV003, A320-200 WV004, A320-200

WV005, A320-200 WV006, A320-200 WV007, A320-200 WV008, A320-200 WV009, A320-200 WV010, A320-200 WV011, A320-200WV012, A320-200 WV013, A320-200 WV014, A320-200 WV015, A320-200 WV016, A320-200 WV017, A320-200 WV018, A320-200WV019

1. General

A. The term 'damage' includes any and every type of permanent deformation or alteration to any cross- section of a structural component.

B. Deformation or alteration to the cross-section of a structural component results from many causes, which can be generally categorized into four main groups (Refer to Table 00101 ):

• Mechanical action,

• Chemical or electro-chemical reaction,

• Thermal action or cycling,

• Inherent metallurgical characteristics.

2. Examination of Damage

CAUTION HIDDEN DAMAGE CAN LEAD TO A FAILURE OF THE REPAIR OR THE SURROUNDING STRUCTURE.

Examine the type and extent of the damage.

B. To determine the damage category:

• remove all unwanted material from the surface of the damaged component,

• cut out all broken, bent, heated or damaged areas of the component,

• remove all loose rivets.

(1) In all forms of damage, particularly where shock has been sustained, secondary damage

is likely to exist. Therefore, a close examination of the structure surrounding the initial damage must be made. Damage caused by transmission of force may be located some distance from the impact, resulting in structure deformation, drawn rivets or bolt holes.

(2) If misalignment or twisting of the airplane structure is suspected, alignment and/or levelling checks must be carried out.

(3) After damage assessment if only the topcoat is damaged then restore paint scheme according to Chapter 51-75-11 and Chapter 51-75-12 at the next convenient opportunity. If the total paint scheme is missing only from fastener heads then restore the paint scheme at the first opportunity ensuring no corrosion.

(4) On composite parts, if bare composite is exposed, perform damage evaluation according to Chapter 51-77-10, Code 911, NUM 001 , if no damage findings apply temporary surface re-protection according to Chapter 51-77-12, Code 911, NUM 001 . Apply permanent surface re-protection according to Chapter 51-75-11 and Chapter 51-75-12 at the first convenient opportunity.

3. Damage Categories




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A. After cleaning and investigating the damage and surrounding area, the damage must be classified into one of the following categories, also taking into account the location of the damage.

(1) Repairable Damage The damage must be classified either as 'Allowable Damage' or as damage which requires a repair.

(a) Refer to Allowable Damage ( Chapter 51-11-11 )

(b) Non allowable Damage Damage which exceeds the 'Allowable Damage' limits and requires a structural repair. A structural repair restores the structural integrity and function of the component to meet airworthiness requirements. For example this can involve cutting out the damaged area, installing a reinforcing piece (either by bonding or bolting to the original structure). These specific repairs are to be found in each chapter of this manual.

(2) Non repairable Damage Non repairable damage is defined as damage to structural components which cannot be repaired and where replacement of the complete component is recommended as a repair is not practical or economical. Refer to Chapter 51-72-11 for 'Replacement of Structural Components'.

Table 00101 Definition of Damage TERM GROUP DEFINITION

Mechanical Action

Chemical or

Electro- Chemical Reaction

Thermal Action

or Cycling

Inherent Metallurgical Characteristics

Scratch X A scratch is a line of damage of any depth and length in the material which causes a cross-sectional area change. A sharp object usually causes it.

Gouge X A gouge is a damage area of any size which results in a cross- sectional area change. It is usually caused by contact with a relatively sharp object which produces a continuous, sharp or smooth channel-like groove in the material.

Mark X A mark is a damaged area of all sizes where a concentration of scratches, nicks, chips, burrs or gouges etc. is shown. You must prepare the damage as an area and not as a series of individual scratches, gouges etc.

Crack X X A crack is a partial fracture or complete break in the material.

Dent X A dent is a damaged area which is pushed in, with respect to its usual




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Mechanical Action

Chemical or


Thermal Action

or Cycling


contour. There is no cross-sectional area change in the material, area edges are smooth.

Nick X A small decrease of material due to a knock etc. at the edge of a member or skin.

Distortion X X Any twisting, bending or permanent strain which results in misalignment or change of shape. May be caused by impact from a foreign object, but usually results from vibration or movement of adjacent attached components. This group includes bending, buckling, deformation, imbalance, misalignment, pinching, and twisting.

Corrosion X X The destruction of metal by chemical or electro- chemical effect. Rust is oxidation or corrosion of metallic alloy part containing ferrous materials.

Crease X A damaged area which is pushed in or folded back on itself. The edges are sharp or well specified lines or ridges.

Abrasion X X An abrasion is a damage area of all sizes which causes change in a cross-sectional area because of scuffing, rubbing, scraping or other surface erosion. It is usually rough and irregular.

Debonding X X X Debonding is when a separation of materials occurs due to an adhesive failure.

Delamination X X X Delamination is when the separation of plies occurs in a multi- laminate material. This can be caused by the material being hit - Impact Delamination, or when there is a resin failure for any other reason.

Fretting X Surface damage at the




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Mechanical Action

Chemical or


Thermal Action

or Cycling


interface between elements of the joints resulting from very small angular or linear movements. Evidence of fretting is usually the production of fine black powder staining.

Indentation X Indentations are pressure marks which typically show regular smooth deformation of the surface without change of the cross sectional area.

Burn Mark X A localized indication of excessive heating ( paint and/or surface black discoloration) after lightning strike. Scorch mark, pitting or local melt thru in addition to paint and/or surface black discoloration can be seen on metallic skins or fasteners. On composite structures, in addition to paint discoloration, puncturing or delamination/disbonding can occur. The size limit for visual inspection is the limit of paint discoloration.

Penetration X A penetration is an area of a component's surface that has been pierced through or into its interior.

4. Procedure of Skin Waviness Measurement

A. Measurement of Skin Waviness

(1) Installation of Control Tool 98D34103001000. For skin waviness measurement (Refer to Tool Drawing 98D34103001, sheets 01 thru 05 and Figure Fig. 00103 and Fig. 00104 .

(a) Identify the holes (4) in the fuselage skin, which are used for attaching the

Static Port storage blanking covers and Pilot/Static test equipment.

(b) Position the Adapter (0) and attach to the fuselage with the two locking pins (3) over each of the Static Ports areas, as required.

(c) Assemble the Measuring rule, using the large rule (2) for the CAP'T/1stOFF Static Ports, and the small rule for the Standby Static Ports, onto the




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Adapter (0) with the two knurled screws (7) and adjust the two pad screws (6), equally they lightly contact the aircraft skin (Refer to Tool Drawing 98D34103001, sheets 01 and 02).

(d) Attach the Dial Gage in the selected position on the measuring rule (Refer to Tool Drawing 98D34103001, sheet 01). NOTE Tool disassembly is in the reverse order.

(2) Measurement Procedure at CAP'T/1stOFF Static Ports LH/RH (Refer to Figure Fig. 00103 and Fig. 00104 ).

(a) With the tool assembly in position (using the large rule (2)), measure at

nine points A, B, U, V, C, W, X, D and E with the Dial Gage, as shown in Figure Fig. 00101 .

(b) Record each measurement.

(c) Calculation of Skin Waviness (Refer to Chapter 53-00-11 , Paragraph 4.B and Figure 5).

1 Area R1 ((B + C) - (U + V)) divided by 2 = ((C + D) - (W + X)) divided by 2 = Refer to skin waviness value R1 given in Paragraph 4.B.(3) in Chapter 53-00-11 .

2 Area R2 ((A + X) - (U + V)) divided by 2 = ((U + E) - (W + X)) divided by 2 = Refer to skin waviness value R2 given in Paragraph 4.B.(3) in Chapter 53-00-11 .

(3) Measurement Procedure at Standby Static Ports LH/RH (Refer to Figure Fig. 00103 and Fig. 00104 ).

(a) With the tool assembly in position (using the small rule (1)), measure at six

points A, B, U, V, C and D with the Dial Gage, as given in Diagram Figure Fig. 00101 .

(b) Record each measurement.

(c) Calculation of Skin Waviness (Refer to Chapter 53-00-11 , Paragraph 4.B and Figure 5).

1 Area R1 ((B + C) - (U + V)) divided by 2 + 0.29 mm (0.011 in) Refer to skin waviness value R1 given in Paragraph 4.B.(3) in Chapter 53-00-11 .

2 Area R2 ((A + D) - (U + V)) divided by 2 + 1.15 mm (0.045 in) Refer to skin waviness value R2 given in Paragraph 4.B.(3) in Chapter 53-00-11 .




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(4) Fastener Flushness (Refer to Tool Drawing 98D34103001, sheet 05, Figure Fig. 00102 and Paragraph 4.B in Chapter 53-00-11 ).

(a) Using the Tripod tool (Item 9) as shown in Figure Fig. 00102 , check that

the fastener flushness in Area R1 and Area R2 is within the allowable tolerance given in Chapter 53-00-11 , Paragraph 4.B.(3).

(5) Surface Roughness (Refer to Chapter 53-00-11 , Paragraph 4.B).

(a) Visually inspect Area R1 and Area R2 for any surface mechanical damage defect on external skin.

(b) Measure any surface roughness in Area R1 and R2 and check that it is within the allowable tolerance given in Chapter 53-00-11 , Paragraph 4.B.(3).

(6) Depth of Damage or Doubler Thickness (Refer to Chapter 53-00-11 , Figure 6).

(a) Using the Tripod Tool (9) check that, the depth of any damage, or doubler thickness, in Area A and B is as given in Paragraph 4.A. and 4.B in Chapter 53-00-11 .

CAUTION MAKE SURE THAT THE REFERENCES/ILLUSTRATIONS ETC. BEING USED FOR DEPTH MEASUREMENT ARE CORRECT FOR THE TYPES OF AIRCRAFT

AND STATIC PORT BEING INSPECTED. IF NOT, THIS COULD CAUSE ERRORS WHICH COULD LEAD TO UNNECESSARY WORK BEING DONE.

If there is a repair doubler in Area A and/or B, check that the chamfer is in accordance with the data given in Paragraph 4.A and Figure 2 in Chapter 53- 00-11 .

(7) Angle of Attack Sensors (Refer to Chapter 53-00-11 , Figure 7). NOTE There are two sensors.

(a) Using the Tripod tool (9) check that, the depth of any damage, or doubler

thickness, in Area R8 and Area R9 is as given in Paragraph 4.A and 4.B in Chapter 53-00-11 .



If there is a repair doubler in Area R8 and/or R9, check that the chamfer is in accordance with the data given in Paragraph 4.A and Figure 2 in Chapter 53-00-11 .

(8) Pitot Probes (Refer to Chapter 53-00-11, Code 283, NUM 004 , Figure 7). Pitot Probes (Refer to Chapter 53-00-11 , Figure 8).

(a) Using the Tripod tool (9) check that, the depth of any damage, or doubler

thickness, in Area R10 and Area R11 is as given in Paragraph 4.A and 4.B in Chapter 53-00-11 .




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If there is a repair doubler in Area R10 and/or R11, check that the chamfer is in accordance with the data given in Paragraph 4.A and Figure 102 in Chapter 53-00-11 .

5. Measurement of Remaining Thickness in Small Blended Out Areas

A. Description of possible damage

(1) Type and location of damage:

• in sheet and plate materials, remaining material which is not within the permissible limits,

• in any structural part, the depth of a blended out area, where corrosion has

been removed.

B. Area of applicability Aircraft structure after the removal of corrosion in small, local areas. For larger areas, use the ultrasonic procedure where possible, refer to NTM Task 51-10-04-270-802 .

C. Limits / Restrictions

D. Repair Category

E. Inspection

F. Structural Repair Kit List (SRKL)

G. Job Setup Information

(1) List of Materials

(2) List of Tools

(3) List of References

6. Procedure




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A. Preparation for Inspection

(1) Make sure that the corrosion has been completely removed, refer to Chapter 51-74-00 and NTM Task 51-10-02-002 .

(2) Remove the paint, adjacent to the blended area, over an area large enough to permit the straight edge, or dial gauge, to be positioned.

(3) Make sure that the inspection area is clean.

(4) See the SRM to determine:

• Configuration of the inspection area,

• Nominal thickness of top element being inspected,

• Permissible limits for remaining thickness.

B. Inspection

(1) Measurement using Feeler Gauges

(a) Use a Feeler Gauge Set with a measurement range between 0.05 mm (0.002 in) and 1 mm (0.039 in) steps, refer to Figure Fig. 00105 .

(b) Position a straight edge over the blended area as shown in Figure Fig. 00105 .

(c) Measure the maximum gap between the straight edge and the deepest part of the blended area, refer to Figure Fig. 00105 . NOTE If the area of blend is too small to allow the use of Feeler Gauges, use the Dial Gauge method.

(2) Measurement using a Dial Gauge

(a) Use a Dial Gauge with a measurement range of 0 to 10 mm (0.394 in) and measurement accuracy of ± 0.05 mm (0.002 in), refer to Figure Fig. 00106 .

(b) Position the Dial Gauge over the blended area as shown in Figure Fig. 00106 .

(c) Take measurements at several different points to determine the maximum depth of the blend.

(3) Determination of Remaining Sheet Thickness

(a) Determine the nominal thickness of the sheet:

• Refer to NTM Task 51-10-04-270-802 ,

• Refer to SRM for sheet thickness values.

(b) Calculate the remaining sheet thickness by subtracting the maximum depth of material removed from the nominal sheet thickness.




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(4) Measurement of remaining material thickness of seat track crown vertical parts use a slide gauge. The slide gauge can be purchased locally, but obey the specification shown in Figure Fig. 00107 .

C. Acceptance Criteria

(1) Record all measured values on the appropriate documentation.

7. Illustrations of Types of Damage

A. The illustrations that follow are given for information only, to help identify types of damage (aspect and shape). Do not use them as references for allowable damage criteria. Refer to Chapters 52 thru 57 for damage assessment. These illustrations are not an exhaustive list of all the types of damage that occur on the aircraft.




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Figure 00101 Installation of Tool Assembly 98D34103001 - Installation of Tool Assembly 98D34103001 (Sheet 1)

Sheet Rev Date: 01/09/2018



Figure 00102 Use of Tripod Tool 98A34103000-044 - Use of Tripod Tool 98A34103000-044(Sheet 1)

Sheet Rev Date:01/09/2018


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Figure 103 Installation of Tool Assembly 98D34103001 - Installation of Tool Assembly98D34103001 (Sheet 1)



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Figure 104 Installation of Tool Assembly 98D34103001 - Installation of Tool Assembly98D34103001 (Sheet 1)



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Figure 00105 Measurement using a Feeler Gauge - Measurement using a Feeler Gauge (Sheet 1) Sheet Rev Date: 01/09/2018


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Figure 00106 Measurement using a Dial Gauge - Measurement using a Dial Gauge (Sheet 1) Sheet Rev Date: 01/09/2018


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Figure 00107 Measurement of remaining Material Thickness of Seat Track Crown Vertical Parts - Measurement of remaining Material Thickness of Seat Track Crown Vertical Parts (Sheet 1)



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Figure 00108 Scratch - Scratch (Sheet 1) Sheet Rev Date: 01/09/2018


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Figure 00109 Gouge - Gouge (Sheet 1) Sheet Rev Date: 01/09/2018


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Figure 00110 Crack - Crack (Sheet 1) Sheet Rev Date: 01/09/2018


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Figure 00111 Nick - Nick (Sheet 1) Sheet Rev Date: 01/09/2018


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Figure 00112 Distortion - Distortion (Sheet 1) Sheet Rev Date: 01/09/2018


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Figure 00113 Corrosion - Corrosion (Sheet 1) Sheet Rev Date: 01/09/2018


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Figure 00114 Crease - Crease (Sheet 1) Sheet Rev Date: 01/09/2018


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Figure 00115 Fretting - Fretting (Sheet 1) Sheet Rev Date: 01/09/2018


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Figure 00116 Burn Mark (Metallic Structure) - Burn Mark (Metallic Structure) (Sheet 1) Sheet Rev Date: 01/09/2018


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Figure 00117 Burn Mark (Fastener) - Burn Mark (Fastener) (Sheet 1) Sheet Rev Date: 01/09/2018


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Figure 00118 Burn Mark (Composite) - Burn Mark (Composite) (Sheet 1) Sheet Rev Date: 01/09/2018


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xxxxxx 4/13/2018 REV 122 - FEB 18 - Rel 12.0 - 11-04-18


53-11-11-283-00312/04/2017TASK EFFECTIVITY: 001-999

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Task 53-11-11-283-003 Allowable Damage for Dents Out of "Nearness/form" Criterion Weight Variant Number: A320-200 WV000, A320-200 WV001, A320-200 WV002, A320-200 WV003, A320-200 WV004, A320-200 WV005, A320-200 WV006, A320-200 WV007, A320-200 WV008, A320-200 WV009, A320-200 WV010, A320-200 WV011, A320-200 WV012, A320-200 WV013, A320-200 WV014, A320-200 WV015, A320-200 WV016, A320-200 WV017, A320-200 WV018, A320-200 WV019

CAUTION

HIDDEN DAMAGE CAN LEAD TO A FAILURE OF THE REPAIR OR SURROUNDING STRUCTURE.

CAUTION

FOR ALLOWABLE DAMAGE EFFECTIVITY RELATED TO AIRCRAFT TYPE, REFER TO RELEVANT PARAGRAPH, GIVEN IN THE INTRODUCTION OF THE SRM.

CAUTION

OBEY THE GIVEN INSPECTION INSTRUCTION REFERENCE WHICH LEADS TO THE APPLICABLE INSPECTION PROGRAM DEFINED IN THE STRUCTURAL REPAIR INSPECTIONS, IF NECESSARY.

CAUTION

THE ALLOWABLE DAMAGE LIMITS GIVEN IN THIS TASK ARE ONLY APPLICABLE TO THE TYPE OF DAMAGE SPECIFIED. IF YOU HAVE THIS TYPE OF DAMAGE TOGETHER WITH A DIFFERENT TYPE OF DAMAGE, FOR EXAMPLE DENT PLUS SCRATCH, CONTACT AIRBUS. IF ANY OF THE DAMAGES ARE WITHIN THE CHAPTER 51-73-11 LIMITS, THEY DO NOT NEED TO BE TAKEN INTO ACCOUNT IN THE

ASSESSMENT.

CAUTION

THIS ALLOWABLE DAMAGE DATA IS NOT APPLICABLE AFTER MODIFICATION 35812K10500 FOR THE AREA DEFINED BETWEEN FR21 AND FR24, AND BETWEEN STGR5 AND STGR11 LH/RH.

CAUTION

THIS TASK IS NOT APPLICABLE AFTER MODIFICATION 154054 P12866 BETWEEN FR09LH THRU FR12LH, LATERAL STRINGER LH THRU WINDSHIELD LOWER FRAME LH.

CAUTION

THIS TASK IS NOT APPLICABLE AFTER MODIFICATION 154054 P12866 BETWEEN FR12LH THRU FR15LH, LATERAL STRINGER LH THRU WINDSHIELD UPPER FRAME LH.

CAUTION

THIS TASK IS NOT APPLICABLE AFTER MODIFICATION 154054 P12866 BETWEEN FR15LH THRU FR21LH, LATERAL STRINGER LH THRU DOOR STOP 5 LH.

CAUTION

THIS TASK IS NOT APPLICABLE AFTER MODIFICATION 154054 P12866 BETWEEN FR21LH THRU FR24LH, LATERAL STRINGER LH THRU STRINGER 14LH.

CAUTION

THIS TASK IS NOT APPLICABLE AFTER MODIFICATION 154054 P12866 BETWEEN FR10LH THRU FR24LH, Y520 THRU LATERAL STRINGER LH.

CAUTION

THIS TASK IS NOT APPLICABLE AFTER MODIFICATION 154054 P12866 BETWEEN FR15RH THRU FR21RH, LATERAL STRINGER RH THRU DOOR STOP 1 RH.

CAUTION

DAMAGE IN AREAS AROUND STATIC PORTS, PITOT PROBES, TOTAL AIR TEMPERATURE PROBES AND ANGLE OF ATTACK SENSORS HAVE TO COMPLY WITH AERODYNAMIC SMOOTHNESS REQUIREMENTS GIVEN IN CHAPTER 53-00-11, ALLOWABLE DAMAGE.

CAUTION

THIS TASK IS NOT APPLICABLE AFTER MODIFICATION 156853 K17985 FROM FR19 THRU FR21, STGR05LH THRU DOOR STOP 6 LH AND STGR05RH THRU DOOR STOP 6 RH.

CAUTION

THIS TASK IS NOT APPLICABLE AFTER MODIFICATION 156853 K17985 FROM FR21 THRU FR24, STGR05LH THRU STGR11LH AND STGR05RH THRU STGR11RH.




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1. Task Supporting Data

A. General

(1) This task contains allowable damage data for the skin plates of the nose forward fuselage. Allowable damage is damage for which a structural repair is not necessary. You must remove the damage down to a smooth contour and compare with the allowable damage limits given in the relevant chapter.

(2) For the general repair procedure refer to:

• Chapter 51-73-00 Repair of Minor Damage.

• Chapter 51-74-00 Repair of Corroded Areas.

NOTE For definition of allowable damage, refer to Chapter 51-11-11 .

NOTE For Damage/Repair Data Recording, refer to Chapter 51-11-15 .

B. Area of Applicability This allowable damage data for dents is applicable to skins of the nose forward fuselage and is effective from FR1 thru FR24.

C. Weight Variant Applicability NOTE This task is applicable for all A320-200 WV listed in the SRM Introduction, since May-17 revision.

D. Limits and Restrictions

E. Repair Category For the repair category of this allowable damage task, refer to Diagram Fig. 10103 . For the detailed definition of repair categories, refer to Chapter 51-11-14 .

F. Inspection

G. Job Set-Up Information

(1) Material Reference

(2) References: Chapter 51-11-11 Chapter 51-11-14 Chapter 51-11-15 Chapter 51-70-20 Chapter 51-73-00 Chapter 51-73-11 Chapter 51-74-00 Chapter 53-00-11 Chapter 53-00-11, Code 283, NUM 004

2. Allowable Damage

SUBTASK 283-003




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A. Allowable Dents on Fuselage Skin Plates - Dents Out of "Nearness/form" Criterion NOTE Dents are considered as "fulfilling nearness/form criterion" or "out of nearness/form criterion" as per their geometry and their proximity to the nearest adjacent internal structure elements. This must be found as per the parameters defined in Figure Fig. 10119 . NOTE - Dents "out of nearness/form criterion" are those whose edge is < 15 mm (0.59 in) away from the nearest fastener line or any cut-out in the skin (B < 15 mm (0.59 in) dent might be located at a stiffener location), or whose maximum depth > 10% of the distance between the deepest point of the dent and the edge of the nearest internal structure (D>10% A).

(1) Compare the dents, refer to Diagram Fig. 10103 . For measurement of dents in skin

panel, refer to Figure Fig. 10119 . NOTE Specific areas of the fuselage skin plates on which these allowable damage limits are not applicable are shown on Figure Fig. 10120 . NOTE For dent around static ports, pitots probes, total air temperature probes, angle of attack sensors, check that this dent is within aerodynamic requirements (Refer to Chapter 53-00-11, Code 283, NUM 004 ).




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Figure 10119 Measurement of Allowable Dents in Skin - Measurement of Allowable Dents in Skin (Sheet 1)

Sheet Rev Date: 01/08/2018




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Diagram 10103 Allowable Dents in Skin - Allowable Dents in Skin (Sheet 1) Sheet Rev Date: 01/08/2018



Figure 10120 Excluded Areas for Dents - UPR Parts FR1 to FR12 - Excluded Areas for Dents - UPR Parts FR1 to FR12 (Sheet 1)



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Figure 10120 Excluded Areas for Dents - UPR Parts FR1 to FR12 - Excluded Areas for Dents - UPR Parts FR1 to FR12 (Windshield) (Sheet 4)



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Figure 10120 Excluded Areas for Dents - UPR Parts FR1 to FR12 - Excluded Areas for Dents - LWR Panels FR1 to FR24 (Sheet 6)



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Documents

Caso de estudio 1 - CCM Reparacion Mayor