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Mensaje: <blockquote data-quote="stalder" data-source="post: 3015716" data-attributes="member: 73">Pocos recuerdan que el F16 antes del Block 15 tuvo muchisimas fallas a nivel estructural porque a semejanza del JF-17 comenzo a cambiar la tarea de los mismosEl avion fue cada vez mas pesado y las fallas tambien aumentaban.Todo eso es normal en un avion en sus primeros Block , inclusive EEUU sostuvo que sin programas de refuerzos estructurales el avion no podia superar las 5.500 hs de vida util totalAgrego esto sacado de la WEB como un ejemplo de las modificaciones que sufren los avionesF-16: Problemas Estructurales AlirioxXI. IntroducciónEl presente trabajo tiene por finalidad exponer información respecto a los problemas estructurales que ha padecido el LM F-16, ello a fin de poder disponer de elementos para debatir e intercambiar opiniones e información, logrando de esta manera expandir el conocimiento sobre un SdA de primera línea como lo es el Viper.No obstante lo que pudiera parecer, Internet posee abundante material para dar respuesta a las dudas que se me fueron planteando, por lo que recopilar datos no representó un gran problema. Quizás más arduo y difícil resultó filtrar la información, traducirla y tratar de exponerla de la forma más didáctica y simple posible.II. F-16: Su criterio de diseñoPara comenzar, hagamos primero un poco de historia y retrotraigámonos a principios de la década de los 70´s.El 16 de enero de 1972 se emitió un RFP (request for proposals) en busca de un caza dotado de una elevada T/W ratio, un peso máximo de no mas de 20.000 libras (9080 kgs) y una alta maniobrabilidad. El énfasis, al dirigirse a los constructores aeronáuticos, no se puso tanto en igualar las prestaciones del por entonces temido Mig-25, como en el hecho de que el nuevo caza pudiera operar en un rango de velocidades de entre mach 0.6 y 1.6 y en altitudes de hasta 30.000/40.000 pies (9.144m/12.192m). Se solicitó, asimismo, se cuidara el radio de giro y la aceleración y se pidió priorizar el alcance por sobre al velocidad.Aproximadamente a mediados de abril de 1972 la SSA ( Source Selection Authority) eligió solo dos de las propuestas acercadas por quienes habían decidido responder al RFP y de esta forma el General Dynamics YF-16 ( Mod 401-16B) y el Northrop YF-17 (el P-600) comenzaron a competir entre si en el marco del llamado LWF (Ligth Weight Figther).En concurso finalmente tendría un ganador en enero de 1975, el cual no resultó ser otro que el caza propuesto por la General Dynamics.El YF-16 no solo se mostró revolucionario por las soluciones a las que apelaba, sino que también introdujo una filosofía de diseño única denominada "Fracture-Based Design", la cual consiste de dos componentes (o ideas) fundamentales:- Durability Life, o habilidad de la estructura para resistir fallas (agrietamiento, corrosión, desgaste, etc) por un periodo de tiempo específico y,- Damage Tolerance Life, un concepto un tanto difícil de explicar pero que se refiere a la posibilidad de que existan agrietamientos, desgaste, corrosión, etc, en la estructura sin que estas circunstancias lleguen a producir un fallo tal (a nivel estructural) que acarree la pérdida de la aeronave en cualquier momento de su vida de servicio.Sencillamente, y en otras palabras, podemos decir que la Durability Life, básicamente, representa la vida de servicio de una estructura sin que sea necesaria una reparación mayor de la misma y la Damage Tolerance Life supone que las sub-estructuras de las aeronaves (mamparos, largueros, etc) fueron diseñados para permitir las fisuras pero, a pesar de ello, la existencia de estas no habrán de acarrear una falla catastrófica.Originalmente el F-16 fue diseñado para satisfacer el requerimiento de una vida de servicio (Damage Tolerance Life) de 8.000 hrs; ello con un gross weight de 22.500 lbs, y entendiendo que el avión no había sido pensado como un modelo polivalente sino para cumplir específicamente con un rol aire-aire.Aunque el LWF buscaba un caza “Low Cost” que complementara al más caro F-15, el F-16 llegó al servicio con la USAF capaz de disponer de algunas capacidades aire-superficie y listo para realizar otras misiones en general.III. Hacia el servicioHagamos otro poco de historia. En octubre de 1977 el DoD autorizó el Full Scale Production del F-16, cumpliendo la célula con los requirimientos ASIP MIL-STD-1530A y de tolerancia al daño MIL-A-83444.Tal y como comentáramos en el punto anterior, los materiales y los niveles de tensión a soportar por la célula fueron seleccionados para evitar inspecciones estructurales a lo largo de la vida operacional de diseño del modelo (8.000 hrs.) y la aeronave se concibió para soportar factores de carga de hasta 9 G's, con un gross weight de 22.500 lbs. (10215 kgs).Por esa fecha (1977), General Dynamics dio inicio, en Fort Worth, a una serie de pruebas sobre la estructura del F-16 las cuales se completaron el 17 de mayo de 1978. Se realizó un completo test estático de la estructura, identificando las áreas más sensibles a la fatiga estructural, sometiéndola a más de 100 diferentes condiciones de carga simulando esfuerzos estructurales de más de 10 G. Luego de más de 16.000 horas de evaluaciones, se tuvieron por cumplidos todos los objetivos establecidos, no resultando necesaria modificación estructural alguna.Sin embargo, cuando con posterioridad se efectuaron los test de fatiga (durability) a gran escala se observaron agrietamientos en los mamparos de cierre de la sección central del fuselage (fuselage center section bulkhead shear webs), situación que motivó que en los ejemplares de serie la zona problemática fuera rediseñada.Aunque en mayo de 1978 el por entonces Secretario de Defensa Harold Brown requirió una completa revisión del programa F-16, aduciendo que para 1987 cambiarían las amenazas que debería enfrentar el avión, el viper llego al servicio con las limitaciones de peso y cometido antes descriptas y con los inconvenientes encontrados, en los ejemplares correspondientes al FSD, totalmente resueltos.IV. En servicioEn el punto anterior describíamos, nuevamente, las condiciones con las que debían cumplir los aviones de serie para alcanzar las 8.000 hrs de vida en servicio.Sin embargo, inmediatamente luego de la entrada en servicio operacional del F-16, el gross Weight comenzó a crecer debido a un incremento en el peso vacío de la aeronave, en la carga externa (payload) transportable, y a una modificación en la doctrina de uso del modelo.En 1978, la distribución de las misiones a llevar adelante por el modelo se planificó de la siguiente manera:55.5 % misiones aire-aire20.0 % misiones aire-suelo24.5 % cometidos generalesSin embargo, para 1985 la distribución de misiones había cambiado y bastante:28.0 % misiones aire-aire57.0 % misiones aire-suelo15.0 % cometidos generalesA tenor de las cifras anteriores, resulta evidente que el Viper vio sus tareas mudadas de caza ligero, a SdA con una elevada asignación de cometidos aire-superficie.Pero tal y como ya se hiciera notar, también pudo apreciarse que con cada Block de F-16 que entraba en servicio variaban significativamente los pesos operativos con relación al gross weight de diseño.Aunque con la llegada del F-16A Block 15 OCU, de inmediato General Dynamics hizo una evaluación de la capacidad estructural del modelo con un gross weight de 23.500 lbs (10.669 kgs), y concluyó que aquella era adecuada desde la perspectiva de su fortaleza estática, se ignoraba cuales serían los reales efectos, en términos de fatiga de la estructura, de un mayor incremento en el peso del modelo así como de un cambio de los roles a cumplir.El incremento de peso única causa de problemas?Ahora bien, no solo el incremento de los pesos con los cuales operaba el F-16 conspiraba en contra de su criterio de diseño. Mediante datos provinientes de IATP, se advirtió que el exceso en los factores de carga (G’s) tenía consecuencias más severas que aquellas que habían sido asumidas en el diseño original para los tres tipos de misiones pensados para el F-16.En 1999 un análisis realizado en el marco del Aircraft Structural Integrity Program (ASIP) descubrió que muchos de los aviones en servicio con la USAF se hallaban sometidos a un stress estructural 10 veces mayor que el originalmente previsto al diseñarse el aparato.Como ocurrió esto?A mayor factor de carga sobre la estructura, mayor de nivel de tensión sobre la misma, menor la resistencia a la fatiga estructural y, por lo tanto, menor vida útil de servicio.Existe una primera forma de medir la tensión en la estructuras de las aeronaves durante el vuelo, mediante la relación de número de fuerza G respecto del peso y el momento.El valor resultante representa el número de veces que un punto específico de datos en la estructura del avión (de entre más de 180 que se miden en el F-16) supera las 6 Gs (factor de carga normal) por cada 1.000 horas de vuelo. Mientras que la aeronave fue diseñada originalmente para rebasar 1000 veces el factor de carga normal por cada 1.000 horas de vuelo, (o sea 1 vez por hora de vuelo), en la práctica el avión ha sobrepasado largamente los límites de diseño y supera 10.000 veces el factor de carga normal por cada 1.000 horas de vuelo.Cabe preguntarse cual ha sido la o las causa/as por la cual/les el F-16 ha sido sometido a factores de carga tan elevados.Existe una serie de razones. En primer lugar, el criterio de diseño del F-16 supone una combinación de misiones con un papel preponderante de los cometidos aire-aire, y no estaba suficientemente estructurado para continuos incrementos en el gross weight. Actualmente, los aviones de los bloques anteriores al 40 han visto su gross weigth incrementado a 37.500 libras, con un máximo de contingencia de 42.500. Estos incrementos fueron aprobados sin que se realizara un análisis adecuado que permitiera determinar los efectos del peso adicional sobre la estructura del fuselaje.Un punto a tener presente al respecto es que al F-16 no se lo incluyó en el denominado Program Depot Maintenance Concept (PDM) A PDM, una serie de inspecciones a llevarse adelante periódicamente sobre la aeronave, realizada a nivel de unidades de mantenimiento en donde ciertas inspecciones o reparaciones deben hacerse de manera recurrente y que solo pueden ser efectuadas por técnicos a nivel de depósito. Actualmente el Viper se halla alcanzado por el PDM, pero sólo para los motores, el resto de las revisiones se aplica en las inspecciones de 300 a 400 hrs. Vale tener presente que el programa CCIP se implementó durante éstas inspecciones y no durante el PDM.<img src="http://bp2.blogger.com/_AyD2JE9RANs/R_AJTRXPyZI/AAAAAAAAAOY/BeZtSepg1hM/s320/f16.2.jpg" alt="" class="fr-fic fr-dii fr-draggable " style="" />En segundo lugar, al asignársele al Viper misiones aire-suelo con empleo de tácticas de penetración a baja altitud, el incremento de peso ha supuesto una carga adicional sobre la estructura de las aeronaves.En tercer lugar, las modificaciones realizadas a las aeronaves, y que supusieron la adición de contenedores en las estaciones 5R y 5L se han sumado a los problemas derivados del incremento en el gross weight.Por último, gracias a las mejoras introducidas en la cabina y en los trajes de vuelo, el piloto es capaz de soportar maniobras con mayores cargas G, lo que ha ido también en detrimento de la estructura del avión.Ahora bien, los problemas estructurales del F-16 no solo han sido producto de los incrementos de peso, los cambios de misión y el entrenamiento en la aeronave.Ello ha motivado la implementación de diversos programas de modificaciones estructurales destinados a la flota de F-16 en sus diferentes blocks.Estos programas han tenido por finalidad mejorar aquellos componentes estructurales que, identificados mediante los análisis realizados por el ASIP, pudieran impedir que los aviones alcanzaran la prevista vida de servicio de 8.000 hs.<img src="http://bp2.blogger.com/_AyD2JE9RANs/R_AJNRXPyYI/AAAAAAAAAOQ/Gf4uUh8L7zI/s320/f16.1.jpg" alt="" class="fr-fic fr-dii fr-draggable " style="" />V. Las pruebasHemos visto que el criterio de diseño empleado en el Viper condujo a ciertos errores en cuanto a prever los reales efectos que podría tener sobre la estructura del avión los continuos incrementos de peso, el stress estructural al que fueron sometidos y los cambios de doctrina en cuanto a su utilización sobre el campo de batalla.Todas estas cuestiones, y los problemas derivados de las mismas, pudieron ser identificados mediante el ASIP o Aircraft Structural Integrity Program.El riesgo de agrietamiento seguido de una falla es mitigado a través del denominado Aircraft Structural Integrity Program (ASIP), el cual establece, evalúa y corrobora la integridad estructural de las células de diferentes aeronaves. Mediante el ASIP se adquiere, evalúa, y se aplica el uso de datos operacionales para proporcionar una constante actualización a cerca de la integridad estructural de las aeronaves operativas. ASIP proporciona información cuantitativa sobre la planificación de la fuerza, la inspección y modificación de las prioridades y actividades de apoyo relacionadas. El ASIP obtiene sus datos a través de múltiples puntos de recogía de información en todo el avión, ello mediante los equipo de registro de datos de a bordo.En febrero de 1984 la F-16 System Program Office le solicitó a la Aeronautical Systems División´s Engineering and Technical Management Organization que realizara una evaluación del programa de integridad estructural del F-16. Basado en esta revisión, se decidió que el uso intensivo del avión, determinaba la necesidad de nuevos test estáticos y de durabilidad.<img src="http://bp0.blogger.com/_AyD2JE9RANs/R_AJXxXPyaI/AAAAAAAAAOg/IdH66SUMPnU/s320/f16.3.jpg" alt="" class="fr-fic fr-dii fr-draggable " style="" />Durante la realización de los test estáticos llevados a cabo en octubre de 1987, el ala izquierda falló aproximadamente al 85% de la resistencia a la rotura de diseño (ello a consecuencia de un momento de máxima flexión del ala un 25% más alto para el F-16C/D que para el F-16A/B original. Se desarrollo una modificación para los test estáticos y estos se completaron exitosamente. El test de durabilidad (full-scale fatigue) comenzó en setiembre de 1987 con el propósito de identificar las áreas de la estructura que se habían convertido en críticas para la fatiga del metal, ello a consecuencia de un uso más intensivo de los aviones. En octubre de 1989, el test reveló la existencia de una docena de nuevas áreas críticas cuando se alcanzaban los 7330 ciclos de prueba. En este punto se detuvieron los test para el reemplazo de las cuadernas de sujeción del ala (a los 4.000 ciclos de prueba se advirtieron fisuras en las cuadernas). Se realizó un análisis de tolerancia al daño y se estableció los límites de operación e inspección para todas las áreas críticas.A principios de 1991, la USAF realizó otra revisión independiente del programa de integridad estructural del F-16. Para ese momento había 18 áreas criticas identificadas en la estructura de los aviones. De ellas, 15 habían sido individualizadas en las pruebas llevadas a cabo en los test de 1987/1989. De las 15, 6 se mostraron como problemas de fisura (cracking) en aviones en servicio. Otras dos áreas se mostraron criticas en los aviones en servicio, aunque no habían sido identificadas en los test realizados (tab radius of the wing attach bulkhead - pad radius of the vertical tail attachment bulkhead at fuselage station 479). Asimismo, del examen de los datos provinientes de la grabadora de datos de vuelo, pudo establecerse que la estructura de la deriva recibía una carga mayor que aquella aplicada durante las pruebas de fatiga llevadas a cabo en 1987/1989.Para mediados de 1995 se descubrieron fisuras en la estructura de aviones en servicio, las cuales ocurrieron más o menos en tiempo similar a las ocurridas durante los test de fatiga llevados a cabo en años anteriores. En noviembre de 1996, finalmente, se pudo determinar seis áreas problemáticas en la estructura del F-16.V. Las mejorasGracias a los análisis efectuados por el ASIP, se determinó cuales son los componentes estructurales más propensos a fallar en el F-16 y en qué momento, en términos de número de horas, ocurrirían las fallas.Así, se descubrió que para el Bloque 10/15, el componente con más probabilidades de fracasar es la estación del fuselaje FS 357,8 (Upper Bulkhead Aft Intermediate Flange) aproximadamente a las 4.000 horas de vuelo.En el caso del bloque 25/30/32 el componente más sensible es el FS 446 (Lower Bulkhead), el cual se calcula podría fallar a las 4.500 horas. En cuanto a los bloques 40/42 y 50/52, debe prestarse atención al componente FS 479 (Upper Bulkhead, con posibilidad de fallar a las 5.000 horas.Que se hizo respecto de los problemas estructurales que se observaron en el F-16?Pues bien, en ausencia del PDM, para el F-16 se debió recurrir a un proceso de modificaciones estructurales al cual son sometidos los aviones a medida que resulta necesario. El Viper ha sido sometido a un primer programa mayor de modificaciones (Falcon UP), un programa mayor de reparaciones (SLIP/SLEP) y un segundo programa mayor de modificaciones (Falcon STAR).<img src="http://bp1.blogger.com/_AyD2JE9RANs/R_AJpBXPydI/AAAAAAAAAO4/roHfbyfPcnU/s320/f16.6.jpg" alt="" class="fr-fic fr-dii fr-draggable " style="" />El Falcon-UP, introducido en el año fiscal 1993, constituyó el primer programa mayor de modificaciones y fue llevado adelante en la facilidad de Ogden. El objetivo de este programa fue upgradear aquellos componentes estructurales identificados por los análisis ASIP, así también como aquellos cuya falla era detectada en el curso de las operaciones, por ser los más preocupantes.Veamos según el block de F-16, como se fueron implementando estos programas.F-16A/B Block 10/15: A consecuencia de los factores que se detallaron en el punto IV del presente, la esperada vida útil media de los F-16A/B de la USAF disminuyó a sólo 5.500 horas de vuelo. En algunos casos esta expectativa era de solo entre 2.500 a 3.500 horas. A fin de remediar la situación antes descripta se implemento el Service Life Extension Program (SLEP), el cual, mediante un amplio proceso de reemplazo y reparación de componentes estructurales, permitió a los aviones lograr, en algunos casos, otras 5.000 horas de vuelo adicionales.Ahora bien. Aquellas unidades de los Blocks 10/15 que fueron comercializadas fuera de los EEUU se sometieron a un programa de mejoras estructurales denominado SLIP (Service Life Improvement Program). De la aplicación de este programa también se beneficiaron los aviones modernizados en el marco del denominado Mid Life Update.F-16C/D Block 25/30/32: Estos aviones, entrados en servicio en el periodo 1984-1985, fueron sometidos al programa SLIP a fin de garantizar 6.000 horas de vuelo. Esta mejora fue llevada adelante por el Air Combat Command de EEUU, quien decidió no apoyar la inversión en el Falcon UP, permitiendo que los aviones sometidos al upgrade adquirieran una configuración estructural similar a la de los aviones pertenecientes a los Block 40/42.F-16C/D Block 40/42: Fue el primer Block de F-16 sometido a una mejora estructural mediante el programa Falcon UP. Las unidades pertenecientes a estos blocks se modificaron estructuralmente mediante lo cual permitió restaurar la expectativa de 8000 horas de vuelo. Cabe aclarar que satisfecha con los resultados, la USAF extendió el programa en vistas de proveer un Service Life Improvement Program (SLIP) para los aviones de los block 25/30/32, y así garantizar 6.000 horas de vuelo, y un Service Life Extension Program para los F-16A/B a fin de asegurar para estos aviones una vida útil de 8.000 horas.F-16 Block 50/52: Estos aviones pueden ser sometidos al Falcon UP, o al Falcon STAR a fin de garantizar que la estructura de los aviones alcanzará las 8.000 horas de diseño.<img src="http://bp0.blogger.com/_AyD2JE9RANs/R_AJjxXPycI/AAAAAAAAAOw/EmSLlu-LWfc/s320/f16.5.jpg" alt="" class="fr-fic fr-dii fr-draggable " style="" />El Falcon-Up incluyó a los aviones F-16 de todos los Block en servicio a la fecha de su introducción, excepto aquellos pertenecientes a los Block 10/15, y al ir completándose fue proporcionando tiempo de servicio adicional para aquellos componentes upgradeados, de forma tal que les fuera posible alcanzar la expectativa de 8.000 horas prevista al tiempo del diseño del F-16.Sin embargo, en la práctica los F-16 de los Blocks 25/30/32 no fueron sometidos al Falcon UP, y para estos aviones se instrumentó el denominado programa SLIP o Service Life Improvement Program. Esta mejora fue llevada adelante por el Air Combat Command de EEUU, permitiendo que los aviones sometidos al upgrade adquirieran una configuración estructural similar a la de los aviones pertenecientes a los Block 40/42.Finalmente, basados en los análisis ASIP llevados a cabo en 2003-2004, se delineó el segundo programa mayor de modificaciones denominado Falcon-STAR, o STructural Augmentation Roadmap. Este programa, el cual se espera tenga un costo de entre 460 a 600 millones de dólares, se instrumentará en un periodo de 10 años contados desde su introducción en 2004. No solo incluirá a los aviones de los Blocks 25-52, sino que también podrá admitir a los F-16 de los primeros Blocks que aún operen con la USAF.Este programa ha sido ideado para reparar y reemplazar componentes críticos de la estructura en todos los aviones F-16A/B/C/D; como con el Falcon UP, se pretende asegurar una vida de servicio de 8000 horas, pero a diferencia de este, está basado en las más recientes estadísticas de utilización disponibles. El primer avión sujeto a la mejora se entregó en Febrero de 2004 y en 2007 la USAF anunció que sometería al programa, inicialmente, unos 651 aviones de los Blocks 40/42/50/52. Sin embargo, cuando finalice, allá por el año 2014, unos 1.200 aviones F-16 habrán sido modificados, incluidos los actualmente en servicio con la USAF, la ANG y la AFR.El proceso relativo al Falcon STAR comprende el reemplazo o reparación de las estructuras comprometidas a fin de evitar la aparición de daños por fatiga generalizada. Este proceso tiene por finalidad mantener la seguridad de vuelo, mejorar la disponibilidad de las aeronaves y extender la vida útil de los componentes afectados.Antes del Falcon STAR, algunos aviones comenzaron a exhibir daños por fatiga con solo 3.500 horas de vida. Sin embargo, una vez modificados lograrán alcanzar sin problemas las 8.000 horas.El programa completo comprende la modificación de 13 distintos componentes estructurales, incluyendo las fijaciones de las alas y el retoque de de ciertas superficies.El programa se lleva adelante en las instalaciones del Ogden Air Logistics Center, y uno de los retos para el equipo de mantenimiento ha sido realizar modificaciones que hasta la fecha no habían sido realizadas, integrando herramientas y materiales no probados en el proceso de reparación.El Falcon-STAR no será el último programa de modificaciones estructurales que se prevea para los F-16. Aunque permitirá prolongar la vida útil de los aviones para asegurar las 8.000 horas de vuelo prometidas inicialmente por el fabricante allá por 1978, es llevado adelante sin considerar los efectos que habrán de tener, a largo plazo, la introducción de nuevas armas y pods, nuevos soportes, nuevas tácticas y entrenamiento en el Viper.VI. Conclusiones<img src="http://t0.gstatic.com/images?q=tbn:ANd9GcScLCAtw-Kmp2zbXzlZRJ2Ul7UNYOkI3AYapUNGj2QgBcsbwYG9EnCs6Lz16A" alt="" class="fr-fic fr-dii fr-draggable " style="" />Luego del desarrollo efectuado en los cuatro puntos anteriores, podemos enunciar algunas conclusiones a tener presentes y para merituar.1) Atento el criterio de diseño empleado y el cometido previsto para el F-16, su vida útil de servicio es de 8.000 horas, siempre que:1-la aeronave no sobrepase un gross weight de 22.500 lbs, y2-el avión sea empleado para cumplir, principalmente, solo con un rol aire-aire.2) Bajo la actual configuración estructural del F-16, no será posible alcanzar la vida útil de servicio originalmente prevista.Ello así por tres causas.a)El criterio de diseño del viperb)La utilización o empleo que se hace del aviónc)Las fallas de ingeniería, adquisición y logísticas que impidieron adoptar medidas oportunas para lidiar con los problemas estructurales que fueron apareciendo en el modelo.3) El Viper no padecía de problemas estructurales derivados de su diseño, ni había errores en los cálculos de resistencia de los materiales de su estructura. Según su criterio de diseño, a un peso de 22.500 lbs, y cumpliendo en el 55% de sus vuelos con cometidos aire-aire, el avión tendría una vida de servicio de 8.000 hrs. sin inconvenientes que pudieran acarrear fallos catastróficos y con ello la pérdida del aparato.4) Aunque el diseño original del F-16 suponía una vida de servicio de 8.000 horas, a partir de su incorporación a la USAF el Viper vio progresivamente alterada la distribución de misiones a su cargo. También experimentó un continuo incremento de su gross weight y se encontró sometido a mayores factores de carga de los originalmente previstos.5) En 2001, las perdidas por atrición, en la USAF, rondaban el 3.6% de la flota en servicio. Entre las principales causas de pérdida de aparatos figuran-Los fallos motrices-El SPATIAL-D (Spatial Disorientation)-El GLOC (G-Induced Loss of Consciousncess)-El CFIT (Controlled Flight Into Terrain)Sorprendentemente los problemas estructurales no figuran entre las principales causas por las cuales se han perdido unidades.6) Los cambios en la carga de armas, tácticas y entrenamiento, han contribuido a reducir significativamente la vida de servicio disponible del F-16.La nota es interesante pues si bien no habla de los Bloques 1 al 10 muestra todos los programas que tuvieron que incorporarse por fallas o para incorporar mayor vida util a los aviones</blockquote>

Verificación: Libertador de Argentina