Ist das einfach weil die Maschine noch einmal verlängert wurde? Größere Hebelwirkung?

Da aber schon die ersten Kundenflugzeuge gebaut sind, bzw. ein Teil der frühen Flugzeuge die für die Zulassung verwendet werden nach Abschluss der Zulassungsgeschichten an Kundenstandard umgebaut wird, werden sicherlich Nacharbeiten an schon gebauten Zellen notwendig sein.

Da aber schon die ersten Kundenflugzeuge gebaut sind, bzw. ein Teil der frühen Flugzeuge die für die Zulassung verwendet werden nach Abschluss der Zulassungsgeschichten an Kundenstandard umgebaut wird, werden sicherlich Nacharbeiten an schon gebauten Zellen notwendig sein.

Ich denke, deswegen hat man die ersten gebauten 787 auch "terrible Teens" genannt.

Ich habe meine Informationen wie bereits schon mal geschrieben aus Boeings Entwicklngsabteilung.
Das ich das nicht immer direkt schreiben kann, was ich als Wissenvorsprung habe sollte einsichtig sein. Und was "early build structurs" bedeutet sollte Ihnen als "Fachmann" dann auch geläufig sein.
Es bleibt bei uns Insidern immer wieder die Frage, wieviel ist dieser Wissensvorsprung tatsächlich wert? Warum habe ich welche Information, von wem und warum gibt mir diese Person eine solche Information? Wenn Ihre Quellen da sind wo Sie sagen haben diese Quellen mit der Weitergabe der Information gegen mindestes einen Paragrphen in ihrem Vertrag verstoßen mit möglichen rechtlchen Konsequenzen. Warum gehen sie in dieses Risiko? Wie gesagt, bei Flurfunk bin ich vorsichtig geworden.

@Menschmeier.
Überlegen Sie mal woher ich am 16.11 wusste das der Rumpf verstärkt werden muss.

Ich habe mir diese Beiträge mal angeschaut und finde nirgends, dass Sie das gesagt haben. So wissen wir nicht was Sie wann wussten. Wenn Sie da auf Ihre Quellen anspielen, so ging es zu diesem Zeitpunkt um das Problem mit der Tür und es gab nirgends Hinweise, dass es nicht die Tür ist. Heute wissen wir aber, es war nicht die Tür, sie war nur eine Folge des anderen Problems.
So beziehen wir uns im Wechsel mal auf die Presse, mal auf die Quellen, verlieren dabei den Überblick und damit die Präzision. Das endet dann im Beitrags-PingPong.

Wenn ein Flugzeug, eine Zelle oder ein einzelnes Bauteil irgendwann mal an eine Airline ausgeliefert wird, ist es kein Prototyp sondern ein Serien-/Kundenflugzeug.

Etwas OT: Heisst das, das unter bestimmte Prototypen daher nie zu Kundenflieger umgebaut werden können? Also nicht nur, weil es sich technisch und finanziell nicht lohnt, sondern auch aus rechtlicher Sicht?

Es kommt darauf an, was sie zum Prototypen gemacht. Es kann auch ein Prototypenstatus sein, weil zum Beispiel Schalter zu Testzwecken usw eingebaut wurden, die keine Luftfahrtzulassung haben, dann lönnte man dieses Flugzeug evtl umrüsten. Das macht aber eigentlich niemand, der Dokumentationsaufwand und Nachzertifizierungsprozess ist viel zu lang und aufwendig. Man beschränkt sich auf einige wenige Prototypen und macht den Rest mit Serienmaschinen die man mit wenigen Modifikationen zu Testflugzeugen machen kann und diesen Modifikationen (wie bsp eine Test Flight Engineers Station) kann man auch recht einfach wieder entfernen.

Natürlich müssen diese Flugzeuge wie auch die Early Builds (die schon während der Testflugkapagne gebauten Kundenmaschinen) vor der Auslieferung noch auf den Stand der Musterzulassung gebracht werde, sprich alle Modifikationen die aus dem Tesverfahren kommen und zur Musterzulassung eingepflegt sein müssen, müssen dann eingerüstet werden. Das geht in der Regel aber immer noch viel schneller, als erst dann mit dem Bau zu beginnen.

Airbus hat beim Beispiel A380 vier Prototypen gebaut. Einen für den Ultimate Load (MSN5000) einen für die Schadenstoleranzteste (MSN5001) sowie die MSN 001 und MSN 002. Alle anderen Flugzeuge der Testflotte (MSN 004, 007 und 009) waren keine Prototypen im Zulassungs- und Entwicklungssinne.

Dieser Beitrag wurde am 28.11.2019 09:40 Uhr bearbeitet.

Was ich erstaunlich finde, ist die Lokation das Schadens.

Ist das einfach weil die Maschine noch einmal verlängert wurde? Größere Hebelwirkung?

Zusätzlich wurde bei der -9 die Außenhaut "verdünnt" um mehr Platz im Innenraum zu schaffen.
Hierzu wurden (meine Vermutung) auch die kreisförmigen Spanten und Rippen zwischen den Spanten kleiner/schmaler dimensioniert als beim Original.

Beides, die Verlängerung und die "Verdünnung" erhöhen die Last auf dem verbleibenden Material der Zellenstruktur, so dass jetzt offenbar eine Last über die Verformung der Tragfläge so groß wurde, dass das Material der Zelle nachgegeben hat.
In dem Bild sind die gebrochenen Spanten und Rippen ansatzweise zu erkennen.

Ob das jetzt wirklich mit einer Verstärkung in dem bei diesem Test betroffenen Bereich abgeht oder ob die Zelle ein grundlegendes Problem hat, wird sich noch rausstellen müssen, denn dieser Bruch könnte ein Vorzeichen für eine stärker als angenommene Verformung in diesem Bereich auch bei Normal-Last sein, was dort im Laufe des Betriebs zu vorzeitiger Materialermüdung führen könnte.


Dieser Beitrag wurde am 28.11.2019 12:20 Uhr bearbeitet.

Was ich erstaunlich finde, ist die Lokation das Schadens.
Ein Ultimate Load Test bezieht sich ja auf die Tragflächen zwischen Wirzelrippe und Wingtip.
D.h. der Rumpf wird ja eigentlich gar nicht mitgetestet, sondern steht nur unter normalem (100% statt 150%) Druck.
Ich bin zwar kein Ingenieur, aber die Last auf den Tragflächen muss ja iegendwo aufgefangen werden. Da die am Rupf hängen wirkt das doch auf den Rumpf. Wenn das, wo die Tragflächen dranghängen, schwächer ist als die Tragflächen, dann gibt das eher nach. Erscheint mir schlüssig.
Ist das einfach weil die Maschine noch einmal verlängert wurde? Größere Hebelwirkung?

Zusätzlich wurde bei der -9 die Außenhaut "verdünnt" um mehr Platz im Innenraum zu schaffen.
Hiezu wurden (meine Vermutung) auch die kreisförmigen Spanten und Rippen zwischen den Spanten kleiner/schmaler dimensioniert als beim Original.

Beides, die Verlängerung und die "Verdünnung" erhöhen die Last auf dem verbleibenden Material der Zellenstruktur, so dass jetzt offenbar eine Last über die Verformung der Tragfläge so groß wurde, dass das Material der Zelle nachgegeben hat.
In dem Bild sind die gebrochenen Spanten und Rippen ansatzweise zu erkennen.
Da beantworten Sie selbst Ihre obige Frage.
Ob das jetzt wirklich mit einer Verstärkung in dem bei diesem Test betroffenen Bereich abgeht oder ob die Zelle ein grundlegendes Problem hat, wird sich noch rausstellen müssen, denn dieser Bruch könnte ein Vorzeichen für eine stärker als angenommene Verformung in diesem Bereich auch bei Normal-Last sein, was dort im Laufe des Betriebs zu vorzeitiger Materialermüdung führen könnte.
Das beschreibt der ST Artikel ganz gut. Man hat berechnet und irgendwas hat nicht so reagiert wie berechnet. Man hat Tonnen von Daten und kann definieren, was das war und wie man dem in Zukunft begegnen könnte. Das wäre dann zu berichtigenen/nachzurüsten und entsprechend zu belegen und wenn das so ausreicht werden die Behörden das genehmigen. So beschreibt das die ST und @menschmeier hat es ähnlich beschrieben.

Was ich erstaunlich finde, ist die Lokation das Schadens.
Ein Ultimate Load Test bezieht sich ja auf die Tragflächen zwischen Wirzelrippe und Wingtip.
D.h. der Rumpf wird ja eigentlich gar nicht mitgetestet, sondern steht nur unter normalem (100% statt 150%) Druck.


Das stimmt nicht mehr, das war früher mal so, heute testet man Die Tragflächen mit 150% des Maximum/Limit Loads nach Oben, gleichzeitig zieht man Bug und Heck mit dem Equivalent nach unten (Man simuliert eine hohe G-Belastung in einer sehr engen Kurve wo Maßenträgheit des Rumpfes gegen den Auftrieb wirkt) und gleichzeitig pumpt man den Kabinendruck auch auf das Lastvielfache auf. Das Gesamte Flugzeug ist also mit allen Lastwerten beim Ultimate Load.

Steht auch so im ST Artikel beschrieben.

Zitat:
As the test neared its climax, weighted pulleys had bent the jet’s giant carbon composite wings upward more than 28 feet from their resting position. That’s far beyond the expected maximum deflection in normal flight of about 9 feet, according to a person familiar with the details.

At the same time, the fuselage was bent downward at the extreme front and aft ends with millions of pounds of force. And the interior of the plane was pressurized beyond normal levels to about 10 pounds per square inch — not typically a requirement for this test, but something Boeing chose to do.

All this simulated the loads in a flight maneuver where a pilot would experience a force of 3.75 G, compared to the maximum of 1.3 G in normal flight.

Zitat Ende.





Dieser Beitrag wurde am 28.11.2019 11:55 Uhr bearbeitet.

Da beantworten Sie selbst Ihre obige Frage.

Welche keine Frage, sondern eine Beobachtung war.

Ob das jetzt wirklich mit einer Verstärkung in dem bei diesem Test betroffenen Bereich abgeht oder ob die Zelle ein grundlegendes Problem hat, wird sich noch rausstellen müssen, denn dieser Bruch könnte ein Vorzeichen für eine stärker als angenommene Verformung in diesem Bereich auch bei Normal-Last sein, was dort im Laufe des Betriebs zu vorzeitiger Materialermüdung führen könnte.
Das beschreibt der ST Artikel ganz gut. Man hat berechnet und irgendwas hat nicht so reagiert wie berechnet.

Richtig, und die Frage, die mir durch den Kopf ging, ist: Reagiert die Zelle bei den zyklischen Ausdehnungen und Kontraktionen im Normalbetrieb dann eventuell auch anders als berechnet?
Ermüdungsbrüche sind nicht nur beio Triebwerksschaufeln gefährlich.
Und die im Rahmen der Spriteinsparung intensivierte Jagd nach der leichtestmöglichen Zellenstruktur in den letzten Jahren wurde hier eventuell auch zu weit getrieben.

Dieser Beitrag wurde am 28.11.2019 11:57 Uhr bearbeitet.

D.h. der Rumpf wird ja eigentlich gar nicht mitgetestet, sondern steht nur unter normalem (100% statt 150%) Druck.


Das stimmt nicht mehr, das war früher mal so, heute testet man Die Tragflächen mit 150% des Maximum/Limit Loads nach Oben, gleichzeitig zieht man Bug und Heck mit dem Equivalent nach unten (Man simuliert eine hohe G-Belastung in einer sehr engen Kurve wo Maßenträgheit des Rumpfes gegen den Auftrieb wirkt) und gleichzeitig pumpt man den Kabinendruck auch auf das Lastvielfache auf. Das Gesamte Flugzeug ist also mit allen Lastwerten beim Ultimate Load.

Steht auch so im ST Artikel beschrieben.

Zum Druck steht im Artikel 10 pound per sqare inch = 0,68 Bar Überdruck.
Auf Reiseflughöhe dürfte der Überdruck in der Kabine etwa 0,5 Bar betragen (0,7 innen und 0,2 außen).
Das ist also auch etwas mehr als normal, wenn auch keine 150%.
Danke für die Korrektur, habe meinen Originalpost entsprechend abgeändert.

Dieser Beitrag wurde am 28.11.2019 14:37 Uhr bearbeitet.

Da haben sie Recht. Habe ich nicht genau genug gelesen bzw umgerechnet.

0.68 bar entsprechen 8,5 PSI und das ist der nominale DeltaP für Verkehrsflugzeuge. Also die Standardbelastung.

War davon ausgegangen, das Boeing wie Airbus diesen Test mit einem höheren Druck als Nominal fahren würde.

Immerhin werden jetzt die EASA und die VAR unabhängig von der FAA den Vogel sich genauer ansehen. Ein tiefer Einschnitt in bisherige Regulierungen die wohl von tiefem Mißtrauen, befördert auch vom Geschehen um die MAX, alternativlos scheint.
Dann wird die Zulassung der 777x wohl noch länger dauern, wenn man nicht mehr alles durchwinkt.
 https://www.businessinsider.de/boeing-777x-certification-review-faa-europe-uae-737-max-2019-11?r=US&IR=T

@Menschmeier.
"Wenn ein Flugzeug, eine Zelle oder ein einzelnes Bauteil irgendwann mal an eine Airline ausgeliefert wird, ist es kein Prototyp sondern ein Serien-/Kundenflugzeug."

Sie sagen es. Wenn es ausgeliefert wurde.
Das dürfte aber für bisher Produziertes fraglich sein,
so wie der Rumpf aufgeplatzt ist.

Dieser Beitrag wurde am 28.11.2019 16:00 Uhr bearbeitet.

Genau das sagte ich nicht, unterlassen Sie bitte diese Herumdreherei meiner Worte.

Ich sagte wenn es IRGENDWANN ausgeliefert wird/werden soll.
Also jedes Teil was für die Auslieferung vorgesehen ist.

Immerhin werden jetzt die EASA und die VAR unabhängig von der FAA den Vogel sich genauer ansehen. Ein tiefer Einschnitt in bisherige Regulierungen die wohl von tiefem Mißtrauen, befördert auch vom Geschehen um die MAX, alternativlos scheint.
Dann wird die Zulassung der 777x wohl noch länger dauern, wenn man nicht mehr alles durchwinkt.
 https://www.businessinsider.de/boeing-777x-certification-review-faa-europe-uae-737-max-2019-11?r=US&IR=T

Also, bis zur EASA hat es dieses Flugzeug bisher noch gar nicht geschafft, es hapert derzeit bereits daran, die FAA von der Zu(ver)lässigkeit zu überzeugen.
Wie in einem anderen Thread bereits gesagt: Es kommt derzeit etwas sehr dick für Boeing. Ausbaden werden es dort wohl leider vor allem die kleinen Leute - Mr. Muilenburgs Arbeitsvertrag scheint langfristig gesichert zu sein und die Börsenwerte von Boeing sind auch immer noch recht edel, egal was in dem Unternehmen so alles fliegt oder eben auch nicht.