Agencia Estatal Boletín Oficial del Estado

La aparición en el mercado, en la década de 1980, de una nueva categoría de aeronaves, hasta entonces desconocida, que fueron denominadas Aeronaves Ultraligeras Motorizadas, más conocidas por las siglas ULM, llevó al entonces Ministerio de Transportes, Turismo y Comunicaciones a regular, a través de una Orden de fecha 14 de noviembre de 1988, los requisitos de aeronavegabilidad que serían de aplicación a estos nuevos ingenios.

Si bien las primeras aeronaves ultraligeras eran extremadamente elementales, en el tiempo transcurrido desde entonces, se ha producido una notable evolución de las características de las aeronaves disponibles en este segmento del mercado, apreciándose una tendencia a la aparición de modelos cada vez más sofisticados y evolucionados técnicamente.

La experiencia obtenida en la aplicación de algunos de los requisitos de la citada Orden Ministerial a los últimos modelos de ultraligeros hace aconsejable actualizar su contenido, ofreciendo una alternativa, basada en una combinación adecuada de métodos analíticos y ensayos de elementos específicos, que permita a los diseñadores continuar la evolución tecnológica de los productos que se ofrecen al mercado, consolidando y mejorando los niveles de seguridad alcanzados.

Para ello, mediante esta Orden se modifica la redacción del apartado 3.3.c) del artículo 3 de la Orden de 14 de noviembre de 1988, introduciendo un Anexo en el que se establecen los requisitos correspondientes al nuevo método de demostración del cumplimiento de las condiciones de seguridad exigidas.

En su virtud, dispongo:

Artículo 1. Modificación el apartado c) del punto 3 del Artículo 3 de la Orden de 14 de noviembre de 1988, por la que se establecen los requisitos de aeronavegabilidad para las Aeronaves Ultraligeras Motorizadas (ULM).

Se modifica el apartado 3.3.c) del artículo 3 de la Orden de 14 de noviembre de 1988, por la que se establecen los requisitos de aeronavegabilidad para las Aeronaves Ultraligeras Motorizadas (ULM), que queda redactado como sigue:

«c) Se deberá realizar una prueba final de estructura de la zona destinada a los ocupantes, en las condiciones correspondientes al peso máximo autorizado.

La prueba consistirá en dejar caer libremente la estructura contra una superficie horizontal rígida de hormigón hidráulico de 175 kilogramos centímetro cuadrado de resistencia característica, desde una altura de un metro, y de forma que la estructura golpee en posición horizontal y en posiciones giradas 30 y 45 grados respecto de la horizontal en el sentido longitudinal de la aeronave y sin alabeo.

Como consecuencia de esta prueba no deberán producirse en la estructura roturas o deformaciones que pudieran dar lugar a daños graves a los ocupantes.

Como alternativa a la realización de esta prueba, el interesado podrá elegir demostrar el cumplimiento con los requisitos que se establecen en el Anexo a esta Orden.»

Artículo 2. Adición de un Anexo a la Orden de 14 de noviembre de 1988.

Se añade al texto de la Orden de 14 de noviembre de 1988 el Anexo relativo a los requisitos alternativos a la realización de la prueba de caída de la estructura de la aeronave establecida en el apartado 3.3.c) del artículo 3 de dicha Orden, que figura como anejo a esta Orden.

Disposición adicional. Actualización de referencias.

Las referencias al Ministerio de Transportes, Turismo y Comunicaciones, y al Servicio de Material de Transporte Aéreo de la Dirección General de Aviación Civil que figuran en la Orden de 14 de noviembre de 1988 deben entenderse efectuadas, respectivamente, al Ministerio de Fomento y a la Subdirección General de Control del Transporte Aéreo-Área Técnica de Certificación de la Dirección General de Aviación Civil.

Disposición transitoria. Aplicación de las previsiones contenidas en esta Orden a los procesos de certificación ya iniciados.

Las aeronaves que a la fecha de entrada en vigor de la presente Orden se encuentren en proceso de certificación, podrán acogerse, con efectos inmediatos, a lo que en ella se dispone.

Disposición derogatoria. Derogación normativa.

Quedan derogadas cuantas disposiciones de igual o inferior rango se opongan a lo establecido en esta Orden.

Disposición final. Entrada en vigor.

Esta Orden entrará en vigor el día siguiente al de su publicación en el «Boletín Oficial del Estado».

Madrid, 28 de julio de 2003.

ÁLVAREZ-CASCOS FERNÁNDEZ

ANEJO

Anexo que se añade a la Orden de 14 de noviembre de 1988

ANEXO

Requisitos alternativos a la realización de la prueba de caída de la estructura de la aeronave establecida en el apartado 3.3.c) del artículo 3 de la Orden de 14 de noviembre de 1988

Los interesados que opten por no realizar la prueba de caída que se requiere en el apartado 3.3.c) del artículo 3 de esta Orden deberán demostrar que la aeronave cumple con los siguientes requisitos:

1. Cargas de tierra

1.1 Generalidades.

Se considera que las cargas límite de tierra especificadas en este Anexo son las cargas externas y las fuerzas de inercia que actúan sobre la estructura del avión. Para cada condición especificada de carga de tierra, las reacciones externas habrán de equilibrarse de manera racional o conservativa con las fuerzas de inercia lineal y angular.

1.2 Tren de aterrizaje – amortiguamiento.

(a) Se determinará que el tren de aterrizaje es capaz de absorber la energía que resulte de la caída del avión, con su peso máximo permitido en el despegue, desde una altura de h cm, donde:

h = 4,1 (W/S)^1/2

(siendo W el peso máximo permitido en el despegue [Kg.] y S la superficie alar [m²]) sin que se produzca el colapso de los neumáticos ni de los amortiguadores*.

(b) Se deberá establecer el cumplimiento para los ángulos de cabeceo que representan:

(i) La actitud nivelada con las ruedas principales y las de morro (en su caso) en contacto con el suelo;

(ii) La actitud nivelada con las ruedas principales en contacto con el suelo y las de morro (en su caso) salvando justamente el mismo;

(iii) La actitud de cola baja con la rueda de cola o estructura de la cola salvando justamente el suelo.

(c) Se determinará que el tren de aterrizaje delantero puede absorber energía en sentido longitudinal, según el eje del avión, hacia atrás en una cantidad equivalente al 100% de la energía que se exige que dicho tren absorba en sentido vertical de acuerdo con el apartado 1.2. (b) (ii)**.

1.3 Caso de aterrizaje – resistencia.

(a) El avión deberá contar con factores de prueba y de rotura de 1,0 y 1,5, respectivamente, en un aterrizaje con sustentación en el aire (es decir, en que la sustentación del ala es igual a su peso) en el que se aplican las cargas a través de las ruedas de la siguiente manera, siendo W el peso máximo permitido en el despegue:

(a) (1) Aterrizaje con las ruedas principales sólo aterrizaje a 1 y 2 ruedas.

En todas las posiciones, desde morro totalmente hacia arriba a rueda de morro salvando justamente el suelo, con cargas en cada rueda dentro de los siguientes límites:

Vertical: hasta 2W.

Lateral: hasta 0,5W en cualquier sentido.

Hacia delante y hacia atrás: desde 0,25W hacia delante a 0,5W hacia atrás, para ruedas sin frenos; desde 0,4W hacia delante a 0,8 W hacia atrás para ruedas con frenos.

* Nota relativa a los amortiguadores.

Si las características de los amortiguadores no se ven afectadas en lo esencial por el índice de compresión, se podrán utilizar ensayos estáticos para establecer el cumplimiento con lo anterior.

** Nota relativa a la capacidad de absorción de energía del tren delantero.

A falta de un análisis mejor fundado, se podrá suponer que la energía que deberá absorber el tren de aterrizaje delantero, de acuerdo con lo dispuesto en el subapartado 1.2 (c), es el 50% de la energía total vertical correspondiente a las condiciones referidas en el subapartado 1.2 (b) (ii).

Para aterrizaje sobre una rueda, aplicándose las cargas anteriores sólo a un lateral.

(a) (2) Aterrizaje tres puntos, en que la rueda de morro y las principales se posan simultáneamente sobre la pista cargas de las ruedas principales y de morro entre los límites siguientes:

Vertical: 1,5 W en las 3 ruedas.

Lateral: hasta 0,5 W en la de morro, 0,375 W en las principales en cualquier sentido.

Hacia delante y hacia atrás: desde 0,25W hacia delante a 0,5W hacia atrás para ruedas de morro y desde 0,1875W hacia delante a 0,375W hacia atrás para las principales.

(b) Las ruedas y patines de cola han de ser menos resistentes que la estructura del avión a la que están sujetos.

(c) Trenes de aterrizaje en línea. Para las configuraciones de tren de aterrizaje que consten de ruedas en línea, se deberá considerar a la rueda más cercana al centro de gravedad de la aeronave como la principal y este elemento deberá someterse a cargas cuyo valor es 2 veces los valores especificados en a(1) y (2). La otra rueda se deberá considerar como la de cola o de morro, en función de su situación relativa.

2. Condiciones de aterrizaje de emergencia

2.1 Generalidades.

(a) El avión, aunque dañado en una situación de aterrizaje de emergencia, deberá contar con un diseño, según lo previsto en el presente apartado, que proteja a sus ocupantes en dichas condiciones.

(b) La estructura deberá proyectarse de forma que sea razonable esperar que, en las circunstancias de aterrizaje forzoso detalladas a continuación, ningún ocupante sufra heridas graves si se utilizan adecuadamente los cinturones y arneses previstos:

(b) (1) Cada ocupante experimenta, por separado, las fuerzas últimas de inercia que corresponden a las aceleraciones indicadas en el siguiente cuadro:

Ascendente: 4,5 g

Hacia adelante: 9,0 g

Hacia el costado: 3,0 g

Descendente: 4,5 g

(c) Todo avión que tenga un tren de aterrizaje retráctil deberá contar con un diseño que proteja a todos los ocupantes en un aterrizaje con la(s) rueda(s) retraída(s) bajo las siguientes circunstancias:

(c) (1) Una fuerza límite de inercia descendente que corresponda a una aceleración de 3 g;

(c) (2) Un coeficiente de rozamiento con el suelo de 0,5.

(d) La estructura de sujeción deberá proyectarse para retener, a cargas hasta los valores estipulados en el subapartado (b) (1) del presente apartado, a todo objeto que pudiera herir a los ocupantes si se soltara durante un accidente leve.

(e) Si el fallo de toda o parte de la estructura de bancada del motor pudiera resultar en que éste atravesara en su trayectoria cualquier parte del espacio reservado a la tripulación o a los depósitos de combustible, la estructura de sujeción deberá proyectarse para soportar una fuerza de inercia correspondiente a una aceleración de 15 g en dicho sentido.

(f) Los depósitos de combustible deberán tener capacidad para retener su contenido en las condiciones de inercia estipuladas en el subapartado (b) (1).

3. Otras cargas

3.1 Cargas correspondientes a masas unitarias.

Los medios de sujeción para todas las masas unitarias que formen parte del equipo del avión (incluso el lastre*) deberán proyectarse para soportar las cargas correspondientes a los factores de carga máxima nominal que resultan de las cargas de vuelo y terrestres establecidas, incluyendo las condiciones de aterrizaje de emergencia previstas en el apartado 2.1.

* Nota relativa al lastre.

El lastre, que incluye el lastre desmontable, pero no se limita a éste, se considerará como parte del equipo del avión, por lo que le serán aplicables los requisitos de los apartados 2.1 (d) y 3.1.