Ich bin zwar kein Ingenieur, aber die Last auf den Tragflächen muss ja iegendwo aufgefangen werden. Da die am Rumpf hängen wirkt das doch auf den Rumpf. Wenn das, wo die Tragflächen dranghängen, .....

Der Rumpf hängt an (oder liegt auf) den Tragflächen. Nicht umgekehrt. Den Rest hat @ menschmeier dann gut erklärt:

"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)"

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.

Beim 150% Test 3.75 G. Das heißt, dass man als zuerwartender maximal auftretender Wert 2.5 g nimmt.

Das dürfte also einer 60° Steilkurve plus deutliche Turbulenzen entsprechen.

Hat jemand eine Ahnung, woher dieser Wert kommt/wieso man genau auf diesen Wert kommt?

Wie sieht es eigentlich mit negativen G-Belastungen aus? Die Tragflächen werden durch Turbulenz nach unten gedrückt, während der Rumpf "auf gleicher Höhe bleiben will" - was wird da für ein Designwert angenommen?

Diese G Werte sind nur zum Verständnis gerechnet. Die Testziele werden in Kräften (N) berechnet. Diese Berechnung ist aber zu komplex um sie hier darstellen zu können.

@menschmeier

Mir wäre schon mal damit gedient zu wissen, auf welchen Annahmen oder Meßwerten man zu den geforderten Werten kommt. Die genaue Berechnung ist dabei irrelevant.

Wird in der Testflugphase ein gewisses Flight-Envelope abgeflogen und fließen die höchsten gemessenen Werte ein? Oder wie läuft das ganz grundsätzlich.

Das ist ein rechnerischer Werte, den ma aufgrund von Gewicht, Fluggeschwindigkeiten, Beschleunigung durch Turbulenzen/Wetter. Schub und Widrstandskräften usw usw während der Entwicklung bestimmt.

Dieser Wert (Limit/Maximum Load) stellt die maximal rechnerisch jemals im Flugzeugleben auftretende Kraft dar. Von diesem theoretischen Wert berechnet man dann einfach das 1,5 fache als Ulitimate Load.

Gibt es Messwerte durch (Dauer-)vermessung von real fliegenden Flugzeugen, die zeigen inwieweit dieser theoretisch bestimmte Wert in der Realität unter- oder überschritten wird?

Der wird nur selten real mal erreicht. Denn er berücksichtigt Flüge in starken Stürmen usw..

Der wird nur selten real mal erreicht. Denn er berücksichtigt Flüge in starken Stürmen usw..

selten? Ich behaupte mal vorsichtig nie.

Man simuliert ja eine Situation die am rechnerischen Maximum des FLiegers liegt und schlägt 50% sicherheitsfaktor drauf.

Oder anders gesagt: An simmplen Strukturversagen stürzt kein moderner flieger mehr ab, man hat ja genug "Stichprobe" (fliegende Flugzeuge).
Die Methode die man dhaingehend gewält hat ist also scheinbar sinnvoll und sicher.

Beachten sollte man auch das Maximalbelastung und Ermüdung nicht zwingend zusammen wirken, d.h. von einem versagen bei 149% Maximallast kann man nicht zwingend davon ausgehen das Materialermüdung eine rolle spielen wird, auch wenn es nahe liegt.

Krass finde ich wieder die verschleierungstaktik von Boeing. Es haben sich schon alle gefragt wie eine Tür nach aussen ausbrechen kann, da hat man die Antwort.
Boeing tut wirklich alles um verlorenes vertrauen in ihre sicherheitskultur dauerhaft zu verspielen.

Es gab schon Flugzeuge die ihr Limit Load erreicht haben. Zum Beispiel der Businessjet der durch die Wirbelschleppen der A380 vor Dubai geflogen ist.

Ich würde das jetzt auch nicht zu hoch bewerten, solche Tests sind nunmal dazu da. Wenn ich vorher wüßte, dass es hält, bräuchte ich es ja nicht machen. Nun kann man nachjustieren und lernen. Wie groß der Rückschlag für das Programm ist, kann ich nicht beurteilen. Aber man dürfte ja mit der schon fliegenden Flotte im Rahmen der Maintenance über Erfahrungen verfügen, dass jetzt richtig einzuschätzen.

@David Webb.

Vielleicht habe ich mich nicht klar genug ausgedrückt.

Ich meinte das Limit/Maximum Load also 100% die schon hin und wieder mal erreicht wurden.

Ich hatte die Frage von nessie mach dem Erreichen des Rechnerischen Wertes auf diesen Wert bezogen, weil dies der Entwicklungstechnisch relevantere der beiden Werte ist. Sas Ultimate Load ist nur ein Vielfaches davon, und da haben sie natürlich vollkommem Recht, das ist noch nie im Flugbetrieb erreicht worden.

In diesem Sinne.

Vg aus dem Braunschweiger Vorharz.

@David Webb.

Vielleicht habe ich mich nicht klar genug ausgedrückt.

Ich meinte das Limit/Maximum Load also 100% die schon hin und wieder mal erreicht wurden.

Ich hatte die Frage von nessie mach dem Erreichen des Rechnerischen Wertes auf diesen Wert bezogen, weil dies der Entwicklungstechnisch relevantere der beiden Werte ist. Sas Ultimate Load ist nur ein Vielfaches davon, und da haben sie natürlich vollkommem Recht, das ist noch nie im Flugbetrieb erreicht worden.

In diesem Sinne.

Vg aus dem Braunschweiger Vorharz.

Alles klar, oben haben sie auch recht, der Business Jet in den Wirbelschleppen war da dran- auch der BBJ Global BJ der Flugbereitschaft mit dem Steuerungsproblem wird bei den Manövern an die werte hin gekommen sein.
Bei dem noch nie im Flugbetrieb erreicht könnte man jetzt sehr genau argumentieren, denn auch das ist schon passiert, nur dann ist der Flieger halt nicht mehr am Stück gelandet.
Die B767 der Egyp Air die im Atlantik abgestürtzt ist, dürfte solche Werte erreicht haben oder zuminderst hin gekommen sein.

Ich glaube aber das Einigkeit besteht, das wir uns - wenn es auch nur annähern an diese Werte ran geht - in der Zivilen Luftfahrt schon in kritischen ausnahmesituationen befinden.

@LP: Das stimmt so nicht, Boeing hat das Rumpfdesign geändert um die 10 Sitze mit etwas mehr platz auszustatten, daher ist das leider falsch. Man hat die Spannten wohl neu designed und den Rumpf dünnner gemacht. Ob das mit dem Testverlauf zu tun hat oder ob es z.b. einfach ein Material/ Fertigungsfehler war weiss ich nicht.

Selbstverständlich ist das eine absolute Ausnahmesituation. Da treten eigentlich immer Verletzungen bei Passagieren und Crew auf.

Es ist halt eine Sicherheitstests. Der beweisen soll dass das Flugzeug auch mit erreichen der maximal auftretenden Belastung noch mindestend 50% mehr einstecken kann, ohne in der Luft zerstört zu werden.

Bei der A300 in New York wurde das Ultimate Load überschritten. Durch die wilden Ruddereingaben des Piloten haben sich die Lasten auf das Seitenleitwerk auf deutlich über Ultimate Load aufsummiert. Ich mein der Werte lag bei knapp 200%. Bin aber nicht sicher

@LP: Das stimmt so nicht, Boeing hat das Rumpfdesign geändert um die 10 Sitze mit etwas mehr platz auszustatten, daher ist das leider falsch. Man hat die Spannten wohl neu designed und den Rumpf dünnner gemacht. Ob das mit dem Testverlauf zu tun hat oder ob es z.b. einfach ein Material/ Fertigungsfehler war weiss ich nicht.

Das kommt hier immer wieder vor. Hätten Sie da einen Link oder Infos. Würde mich interessieren. Der Begriff "Rumpf dünner gemacht" erscheint mir da irritierend. Rumpf dünner würde-mehr Platz eigentlich widersprechen.

Danke

Zusatz
Alles was ich dazu gefunden habe ist, dass der eigentliche Rumpf baugleich ist und man die 4 Inch mehr Breite durch Redesgign der Innenvergleidung und dünnere Dämmung erreicht hat.

"By redesigning the sidewalls and fitting thinner insulation, internal cabin width has been carved out from the 231in (587cm) of the B777-300ER, to 235in (597cm). Four inches may not sound like much, but it represents a significant engineering and design effort, and that extra width gives airlines more design flexibility and scope for expression – something that airline customers have indicated to Boeing that they want."
 https://www.aircraftinteriorsinternational.com/features/the-boeing-777x-cabin-what-we-know-so-far.html

Es gibt dazu noch ein Live-interview des Cabin Interior Chefs auf der Boeing Seite, der das bestätigt. Über dünnere Spanten oä habe ich nichts gefunden. Aber vielleicht hat da jemand etwas. Danke


Dieser Beitrag wurde am 29.11.2019 09:55 Uhr bearbeitet.

Alles was ich dazu gefunden habe ist, dass der eigentliche Rumpf baugleich ist und man die 4 Inch mehr Breite durch Redesgign der Innenvergleidung und dünnere Dämmung erreicht hat.
By redesigning the sidewalls and fitting thinner insulation [...]

Nein, zugegeben hat Boeing ein Redesign, das schmalere Spanten einschliesst, bisher nicht.
Sie haben es aber auch nicht augeschlossen.
Denn eine Aussage "der Rumpf ist baugleich" kam bisher nicht von Boeing.
Daher bleibt durchaus Raum für diesr - zugegeben - Spekulation.