04.11.2025 | UPS | MD11 | N259UP | Louisville, Kentucky | Triebwerk+Pylon lösen sich während Start

[FalconJockey]

Ein frisches Video von Blancolirio mit zusätzlichen Diagrammen und Fotos, welche die Teile Zeigen die versagt haben:

 

 

[Tigerstift1]

vor 2 Stunden schrieb FalconJockey:

Gut beobachtet! Ich hätte mir auch gewünscht, dass sie im Zwischenbericht etwas für Triebwerk 2 schreiben würden, was aber nicht geschehen ist. Mit Triebwerken 2 und 3 wären die sicher rausgestiegen und zurückgelandet.

Hi Andreas,

 

Ich wäre mit dieser Meinung nicht sicher. Wir wissen das die MD-11 aerodynamisch am Limit konstruiert ist.

Mit dem Verlust vom Engine 1 verliere ich die Fan Cowl Strakes, welche einen nicht unerheblichen Teil vom Auftrieb im high AOA Bereich liefern. 

Falls jemand die MD 11 CDL zur Hand hat würde mich mal interessieren welche Limitations gerade im MTOW Bereich und in den T/O Speeds hat falls die Strakes fehlen.

Zudem wissen wir nicht wie sich die Slat verhalten haben. Da diese hydraulisch betätigt sind (unabhängig von den Hydraulic Fuses) kann ich mir vorstellen, dass diese wieder eingefahren sind bzw. beschädigt worden sind bei dem die Grenzschicht nicht mehr im einem Umfang vorhanden war um den Auftrieb am LH Wing zu bewerkstelligen.

 

Ich kann aber die anfängliche Schadensursache nachvollziehen, ich kann mich noch an ein AD am A330 mit PW4000 Pylon erinnern (welcher +/- das gleiche design hat) an dem exakt das gleiche Schadensbild aufgetreten ist (dort waren es Korrosionseffekte). Bei so einen Schadensbild bringt es dann auch nicht wenn das Sperical Bearing geschmiert wird. Dort mussten wir die Korrosion bis zu einem gewissen grad ausschleifen und die Oberfläche wieder kadmieren. Im schlimmsten Fall musste die komplette Rippe (Ich glaub das war Rippe 3A) im Pylon gewechselt werden.

 

Ich bin auf jeden Fall gespannt was die Fleet Inspections so ans Tageslicht bringen. Das wird dann Boeing als TC Holder und gerade deren Systematik wie mit Aging Effects umgegangen wird nicht in ein gutes Licht bringen. Sind wir mal gespannt.

[Urs Wildermuth]

vor 3 Stunden schrieb Tigerstift1:

Zudem wissen wir nicht wie sich die Slat verhalten haben.Da diese hydraulisch betätigt sind (unabhängig von den Hydraulic Fuses) kann ich mir vorstellen, dass diese wieder eingefahren sind bzw. beschädigt worden sind

War es nicht eine Mod die die DC10 erhalten hat nach der American in ORD, dass eben genau das nicht passieren kann?

 

In den Bildern die wir haben wo sie die Strasse überquert und bevor sie am UPS Building anhängt, waren die Flügel ziemlich gerade. Ich fürchte, dass sie als das Hauptfahrwerk durch die Halle gezogen ist, zusätzlich Fahrt verloren haben und dadurch in den Stall kamen, wenn nicht der Flügel dadurch noch beschädigt wurde (wir kennen ja mehrere Unfälle, wo bei heftigen Aufschlägen des Fahrwerks ein Flügel der MD11 wegbrach). Hätten sie eventuell noch etwas mehr Hindernisfreiheit gehabt und eventuell das Fahrwerk einfahren können, hätte es eventuell reichen können, wobei das ist gröbste Spekulation. 

 

Ich denke auch das die Kernfrage ist, ob die beiden anderen Triebwerke vollen Schub geliefert haben.

 

vor 3 Stunden schrieb Tigerstift1:

Ich bin auf jeden Fall gespannt was die Fleet Inspections so ans Tageslicht bringen.

 

Ja das ist wohl der kritische Punkt, der unter Umständen auch sehr viel weiter gehen kann als nur bei der MD11/DC10. Ich könnte mir vorstellen, dass dieser Unfall eine Zäsur darstellen könnte in der Art, wie man solche Teile in Zukunft überprüft, vor allem auch die Prüfintervalle. Nahezu alle Airliner heute haben die Triebwerke ähnlich aufgehängt und es ist ja auch immer mal wieder zu solchen Events gekommen, bei weitem nicht nur bei der MD11/DC10 sondern auch bei der 747 (EL Al Cargo und Evergreen, wobei letztere landen konnte). 

[sheckley666]

Grundsätzlich bin ich etwas erstaunt, dass bei einem so alten Design jetzt Probleme mit Ermüdungsbrüchen auftreten. Hätte nicht schon bei bisherigen Wartungen mal ein solches Gelenklager mit Anrissen gefunden werden müssen?

[spornrad]

Aus dem Report: At the time of the accident, N259UP had accumulated a total time of about 92,992 hours and
21,043 cycles.

Die Kiste hatte also fast 100.000 !!! Flugstunden drauf und über 20.000 Starts (maximaler Stress bei Rotation wg. Kreiselkräften), ein echter Methusalem.

Die Bruchstelle ist ohne Demontage des Pylons von der Fläche nicht einzusehen.

Gretchenfrage: welche anderen Strukturen, die nicht zugänglich sind für eine Rissprüfung im montierten Zustand, können bei einem solchen "Kilometerstand" als Nächste die Grätsche machen?

Es könnte gut sein, dass striktere Design-Limits bei allen Heavy Jets zu erwarten sind. Es gibt ja Muster, die ein absolutes Limit an Cycles / Betriebsstunden haben. Wie sieht das bei den schweren Jets aus, weiss das jemand?

[teetwoten]

Die Massnahmen gegen komplette Strukturversagen waren meines Wissens zuerst "fail safe" indem das Versagen eines Bauteils nicht zu einem kompletten Versagen der Struktur führen soll, also eine Konstruktionsanforderung. Danach folgten "damage tolerance" und "residual strength" wo man das Entstehen von Rissen annimmt, jedoch aufgrund der Rissfortschrittsgeschwindigkeit die Inspektionsintervalle so auslegt, dass der Riss erkannt wird, bevor die Restfestigkeit nicht mehr ausreicht.

 

In vorliegendem Fall stellen sich also 2 Fragen:

 

1) Wenn die Wartungsintervalle eingehalten wurden, wurden auch die Wartungsinhalte eingehalten?

 

2) Wenn alles nachweisbar noch Vorschriften ablief, müssten die Inspektionsmethoden überarbeitet werden!

 

Wenn die Flugstunden und Zyklen hier ausschlaggebend waren, wäre das wohl ein neues Kapitel in "aging airplanes".

 

Pro memoria: Aluminium hat keine Ermüdungsfestigkeit, d.h. wenn man lange genug belastet so bricht jedes Bauteil. Die Herausforderung besteht dann eben darin, abzuschätzen wann dieses Ende erreicht wird. Die beste Massnahme gegen Ermüdung ist das Spannungsniveau tief zu halten, was wohl die Methode der Wahl war, als die Analysemethoden noch nicht so ausgereift waren (vgl DC3) mit dem Nachteil allerdings, dass die Konstruktion schwerer wird als bei voller Ausreizung!

 

Stefan

 

[HuPa]

vor 4 Stunden schrieb Urs Wildermuth:

(...)  und es ist ja auch immer mal wieder zu solchen Events gekommen, bei weitem nicht nur bei der MD11/DC10 sondern auch bei der 747 (EL Al Cargo und Evergreen, wobei letztere landen konnte). 

 

Korrekt, es gab auch noch mindestens einen weiteren tödlichen Absturz vor EL AL 1862, der auch durch das Wegbrechen von 2 Triebwerken auf einer Seite verursacht wurde, nämlich in China. Das war dieser Flug hier. Auch bei der 707 gab es mehrere solcher Vorfälle, 3 hab' ich auswendig im Kopf, es waren aber wohl noch ein paar mehr. Nicht alle führten zu Abstürzen (zum Glück), aber das Problem war/ist durchaus evident bei älteren Maschinen.

 

LG

P.

[Lubeja]

vor 2 Stunden schrieb spornrad:

Aus dem Report: At the time of the accident, N259UP had accumulated a total time of about 92,992 hours and
21,043 cycles.

Die Kiste hatte also fast 100.000 !!! Flugstunden drauf und über 20.000 Starts (maximaler Stress bei Rotation wg. Kreiselkräften), ein echter Methusalem.

 

Brandneu war sie sicher nicht, aber Methusalem ist auch nicht fair. Ich meine die MD-11 sei für 35'000 Cycles zugelassen? Und 100'000 Stunden sind für einen Langstreckenjet jetzt auch durchaus im Rahmen. Mit den angegebenen Zahlen kommt diese Mühle auf im Schnitt nicht mal 4.5 Stunden pro Flug, was für einen Long Hauler eher wenig ist. Die Maschine war irgendwo so bei Halbzeit...

[Niko]

vor 23 Minuten schrieb Lubeja:

was für einen Long Hauler eher wenig ist. Die Maschine war irgendwo so bei Halbzeit...

Aber müsste man es nicht andersrum betrachten; da es im Schnitt nur 4,5h sind, macht der Flieger deutlich(!) mehr Starts und Landungen als übliche Langstreckenmaschienen? 

[Maxrpm]

4 hours ago, teetwoten said:

Die Massnahmen gegen komplette Strukturversagen waren meines Wissens zuerst "fail safe" indem das Versagen eines Bauteils nicht zu einem kompletten Versagen der Struktur führen soll, also eine Konstruktionsanforderung. Danach folgten "damage tolerance" und "residual strength" wo man das Entstehen von Rissen annimmt, jedoch aufgrund der Rissfortschrittsgeschwindigkeit die Inspektionsintervalle so auslegt, dass der Riss erkannt wird, bevor die Restfestigkeit nicht mehr ausreicht.

In

 

Alle mir bekannten Pylonen haben so ein fail save eingebaut. Zb. Die Bohrung. Der zentralen Haltebolzen geht durch ein Stahl Aluminium Teil  daneben aber auch noch durch eine Reserve aus Titan die ohne Bruch des Aluminiumteils nicht belastet wird. 
 

Bricht die Halterung aus Aluminium wird der Bolzen und damit das Triebwerk jetzt vom Titan gehalten.

 

So etwa alle 10.000 cylcles müssen die Pylonen herunter, werden zerlegt und mit Ultraschall auf Risse untersucht. Sehr aufwendig. Etwa 400. Arbeitsstunden pro Pylone und typisch Teil eines Heavy Maintenance  Events.

 

wies nicht wie das bei der MD11 ist. Wird aber wohl ähnlich sein

 

Wolfgang 

[Tigerstift1]

Aging Aircraft

Ich versuche das Thema hier neutral einzuordnen, ohne Spekulation zur Unfallursache.

 

Wie sich die Konstruktionsphilosophie im Verkehrsflugzeugbau verändert hat

Moderne Verkehrsflugzeuge werden heute anders konstruiert als in den 1960–1980er Jahren. Die drei zentralen Bauphasen:

 

Fail-Safe Design (1960er–1980er, MD-11-Ära)

Grundprinzip

• Ein einzelnes Strukturversagen darf nicht zum Totalversagen der gesamten Struktur führen.
• Die Konstruktion enthält Redundanzen oder Lastpfad-Alternativen („multiple load paths“).

Beispiele

• Zwei oder mehr Holme im Flügel.
• Überlappte Beplankungen, bei denen ein Riss nicht die gesamte Last führen muss.
• Mehrfachbelegung von Beschlägen, Bolzen oder Spanten.

Problem

• Fail-safe berücksichtigt nicht explizit das Risswachstum.
• Es wurde angenommen, dass ein Versagen eines Load-Path-Elements selten ist – was sich als unzureichend herausstellte.
• Sichtprüfungen reichten nicht aus, um Mikrorisse früh zu erkennen.

Trigger für Weiterentwicklung

• Aloha Airlines Flight 243 (1988): Multi-site fatigue in der Kabinenhaut → strukturelles Versagen trotz grundsätzlich fail-safe ausgelegter Bauweise.

Die MD-11 basiert auf DC-10-Struktur – und damit stark auf Fail-Safe.

 

Safe-Life (parallel, v. a. im Militär- & Rotorbereich)

Grundidee

• Bauteil wird für eine festgelegte Lebensdauer ausgelegt.
• Nach Erreichen dieser Lebensdauer → Austausch, unabhängig vom Zustand.

Hinweis: Safe-life ist bei Verkehrsflugzeugen nur partiell relevant (z. B. Fahrwerksbeine, manche rotierende Triebwerkskomponenten), aber nicht der primäre Ansatz für Zellenstrukturen.

 

Damage Tolerance (seit 1980er bis heute Standard)

Grundprinzip

Man nimmt an, dass in jedem Flugzeug Risse vorhanden sind.
Die Konstruktion muss trotzdem so ausgelegt sein, dass:

1. Risse beherrschbar wachsen (bekannte Rissfortschrittsgesetze, z. B. Paris-Erdogan).
2. Risse rechtzeitig detektierbar sind (NDT, HFEC, UT, DT).
3. Die Struktur genügend Restfestigkeit (Residual Strength) aufweist, um auch mit einem tolerierten Riss das Limit Load Case auszuhalten.

Zentrale Elemente

• Initial Flaw Size (IFS): angenommene kleinste detektierbare Rissgröße.
• Crack Growth Analysis: Wie schnell wächst ein Riss über die Lebensdauer?
• Inspection Threshold & Interval: so festgelegt, dass der Riss vor Erreichen kritischer Restfestigkeit erkannt wird.
• Two-bay crack & Multiple Site Damage (MSD): Annahme von mehreren gleichzeitig wachsenden Rissen (insb. bei alternden Flotten).

Regulatorische Anforderungen

EASA CS-25 / FAA FAR-25.571 verlangt explizit:

• Damage-tolerant Design
• Residual Strength
• Inspektionsprogramme basierend auf Crack Growth Rate
• Life-cycle-basierte Structural Maintenance Programs (SMP)

 

Residual Strength – integraler Bestandteil der Damage Tolerance

Die Struktur muss trotz vorhandener Risse die Ultimate Load / Limit Load tragen können, bis der nächste Inspektionszeitpunkt erreicht ist.

Beispiel:

• Riss in einem Wing-Skin-Panel
• Berechneter kritischer Riss: 75 mm
• Inspektionsintervall wird so gewählt, dass der Riss im Betrieb maximal 40–50 mm erreichen kann → Sicherheitsmarge.

 

Aging Aircraft

Typische Alterungsmechanismen bei älteren Zellen:

• Ermüdungsrisse an Bolzenlöchern, Fittings, Chords
• Korrosion & Ermüdung  → Rissinitiierung (besonders gefährliche Kombination)
• Multiple Site Damage (MSD) an Nietenreihen
• Fretting an Kontaktstellen
• Materialien älterer Generationen mit ungünstigerem Crack-Growth-Verhalten

Daher existieren Programme wie:

• SSIP (Supplemental Structural Inspection Program)
• CPCP (Corrosion Prevention & Control Program)
• WFD (Widespread Fatigue Damage Inspections)
• spezielle NDT-Fokusinspektionen an Pylon-Fittings & Holmen

MD-11-Frachtflotten erreichen heute strukturelle Lebensphasen, die ursprünglich nicht im Designziel lagen.

 

Zusammenfassung:

Fail-safe: Einzelversagen darf nicht zum Strukturversagen führen.
Damage Tolerance: Risse werden angenommen, deren Wachstum wird berechnet; Inspektionen erkennen sie rechtzeitig.
Residual Strength: Struktur muss trotz Riss genug Restfestigkeit bis zur nächsten Inspektion besitzen.

Moderne Verkehrsflugzeuge sind vollständig damage-tolerant ausgelegt. Aging-Aircraft-Programme adressieren zusätzliche Risiken wie Multiple-Site Fatigue und Korrosion.

 

 

3) Einordnung des UPS-Vorfalls (keine Spekulation)

Engine-Pylon-Separations sind extrem selten, gerade wegen Fail-Safe + Damage-Tolerance-Ansätzen.

„Aging Aircraft“ bedeutet nicht automatisch „unsicher“.
Aber: Ältere Strukturen zeigen typische Alterungsmechanismen, die intensiver geprüft werden müssen:

• Fatigue Risse an hochbelasteten Bolzen- und Fittings
• Korrosions-Ermüdungs-Interaktion, vor allem an alten Sealant-Systemen
• Multiple Site Damage (viele kleine Risse z. B. in Nietenreihen)
• Fretting an Pylon-/Mount-Fittings
• Aluminium-Legierungen alter Generationen, die andere Crack-Growth-Characteristics haben als moderne 2xxx/7xxx-T6 Varianten
• Reparatur-/Modifikationshistorie
   

Der MD-11-Pylon ist, wie beim DC-10, ein komplexes Knotenbauteil, in dem Lasten aus Schub, Gewicht, Nickmoment, Rollmoment und Vibrationsmoden zusammenkommen.
Hier ist regelmäßige, gezielte NDT essenziell.

Was in Louisville zutraf, ist nicht bekannt – das klärt die NTSB.

 

4) Warum moderne Pylon-Designs heute anders aussehen würden

Moderne Designs (B777, A350, E2 usw.) verwenden:

• optimierte Lastpfade
• bessere Oberflächenbehandlungen
• Legierungen mit langsameren Crack-Growth-Raten
• präzisere FEM-Analysen für Multi-Load-Path-Strukturen
• Damage-Tolerance-Analysen inkl. Two-Bay-Cracks

 

5) Zusätzlicher Punkt: Wie ist der MD-11-Pylon eigentlich konstruiert?

Das ist wichtig für die Diskussion, denn die MD-11 nutzt eine Konstruktionsform, die an der Schnittstelle von Fail-Safe und Damage-Tolerance liegt.

Der Pylon ist grundsätzlich ein Fail-Safe Load-Path-Design

• Mehrere Pylon-Fittings (Forward Mount, Aft Mount, Thrust Link)
• Redundante Lastpfade zur Aufnahme von Gewicht, Schub, Nickmoment, Rollmoment
• Die Grundstruktur stammt aus der DC-10-Ära (70er Jahre)

Die MD-11 verwendet zudem sogenannte „Fuse Bolts“

Diese haben einen klaren Zweck:

Bei extremen Lasten (z. B. Triebwerksdisintegration, Fan Burst, ungeplante Kraftspitzen) sollen die Bolzen kontrolliert versagen, um den Flügel zu schützen.

Fuse Bolts sind also Fail-Safe-Elemente, keine Damage-Tolerance-Elemente.
Sie schützen das Primärtragwerk, indem sie eine definierte „Sollbruchstelle“ darstellen.

Ist der Pylon damit Damage-Tolerant?

Nicht vollständig.

• Der Grundentwurf ist fail-safe.
• Die Erhaltung im Betrieb (Inspektionsprogramme, Crack-Growth, Residual Strength) wird heute jedoch nach Damage-Tolerance-Prinzipien durchgeführt – denn die Regulatorik verlangt das.

Das bedeutet:

Die MD-11-Pylonstruktur wurde fail-safe ausgelegt, wird aber heute damage-tolerant betrieben.

Das ist ein wichtiger Unterschied zu modernen Mustern, die von Beginn an vollständig damage-tolerant konstruiert wurden.

 

6) Fazit

Der Fall Louisville zeigt weniger ein Designproblem als die Bedeutung von Aging-Aircraft-Management für ein Flugzeugmuster aus der Fail-Safe-Ära.

Die MD-11-Cargoflotte ist heute intensiv genutzt und erreicht strukturell Bereiche, die ursprünglich nicht für 30+ Betriebsjahre vorgesehen waren.

Kurz zusammengefasst:

• Fail-Safe war damals der Standard → die MD-11 ist so ausgelegt.
• Damage Tolerance ist heute vorgeschrieben → die MD-11 wird so inspiziert und überwacht, aber nicht voll so konstruiert.
• Residual Strength sichert die Tragfähigkeit auch mit vorhandenen Rissen.
• Fuse Bolts sind ein Schutzelement, kein Schwachpunkt – sie sind bewusst dafür da, den Flügel bei Extremlasten zu schützen.
• Alternde Strukturen benötigen moderne Inspektionsprogramme (SSIP, CPCP, WFD, fokussierte Pylon-NDT).

Der MD-11-Pylon ist konstruktiv ein klassisches Fail-Safe-System mit definierten Sollbruchstellen (Fuse Bolts), das im heutigen Betrieb mittels Damage-Tolerance-Methoden überwacht wird.
Der Vorfall unterstreicht die Notwendigkeit, Aging-Aircraft-Flotten an heutige strukturelle Erkenntnisse und Inspektionsstandards anzupassen.

Ob davon in Louisville etwas relevant war, ist vollständig offen.
Die NTSB wird alle Strukturelemente (Fittings, Bolzen, Chords, Aft-Attachments, Thrust-Links) einzeln untersuchen.

[Urs Wildermuth]

Danke für diesen ausführlichen Beitrag Sebastian! 

 

vor 2 Stunden schrieb Maxrpm:

So etwa alle 10.000 cylcles müssen die Pylonen herunter, werden zerlegt und mit Ultraschall auf Risse untersucht. Sehr aufwendig. Etwa 400. Arbeitsstunden pro Pylone und typisch Teil eines Heavy Maintenance  Events.

 

Offensichtlich werden nun wohl alle MD11 und DC10 Pylons und ihre Attachments überprüft werden müssen, bevor die Flieger jemals wieder fliegen könnten. Es ist auch zu erwarten, das die Inspektionszeiten überarbeitet werden. Da wird sich die Frage stellen, ob die Firmen das aufwenden wollen. 

[reverser]

vor 3 Stunden schrieb Urs Wildermuth:

Danke für diesen ausführlichen Beitrag Sebastian! 

 

Da wird sich die Frage stellen, ob die Firmen das aufwenden wollen. 

Berechtigte Frage. Da werden die Bleistifte gespitzt, um das zu kalkulieren, bzw. da werden KI-Kosten-Berechnungsprogramme aufs schärfste aktiviert.

 

Gruss Richard

[Maxrpm]

3 hours ago, reverser said:

Berechtigte Frage. Da werden die Bleistifte gespitzt, um das zu kalkulieren, bzw. da werden KI-Kosten-Berechnungsprogramme aufs schärfste aktiviert.

 

Gruss Richard

Da brauchst keine KI. 500 Mannstunden pro Pylone das macht etwa 70.000USD pro Flieger. Das ist gar nix. Braucht nur viel Zeit.

[Maxrpm]

On 11/21/2025 at 4:28 PM, Tigerstift1 said:

Aging Aircraft

 

4) Warum moderne Pylon-Designs heute anders aussehen würden

Moderne Designs (B777, A350, E2 usw.) verwenden:

• optimierte Lastpfade
• bessere Oberflächenbehandlungen
• Legierungen mit langsameren Crack-Growth-Raten
• präzisere FEM-Analysen für Multi-Load-Path-Strukturen
• Damage-Tolerance-Analysen inkl. Two-Bay-Cracks

 5)

Tolle Zusammenfassung danke!

 

eine Frage: gibt dieser Designphilsophie einen Unterschied zwischen E2 und E1?
 

wolfgang 

[Tigerstift1]

vor 6 Stunden schrieb Maxrpm:

Tolle Zusammenfassung danke!

 

eine Frage: gibt dieser Designphilsophie einen Unterschied zwischen E2 und E1?
 

wolfgang 

Vielen Dank Wolfgang,

 

Kurzantwort: Nein – die Philosophie ist dieselbe, aber die Ausführung ist signifikant verbessert.

Beide – E1 und E2 – werden nach der gleichen grundlegenden Damage-Tolerance-Philosophie ausgelegt.

Aber:

Die E1 stammt aus einer früheren Generation von Anforderungen

→ FEM-Kapazität geringer
→ lokale Stresskonzentrationen schlecht erkannt
→ Belastungen aus Bolt bending, Fretting, Jig-Fit etc. weniger genau simuliert
→ geringere Erfahrung mit realen Flottenlasten

Die E2 profitiert von 20 Jahren Design-Evolution

→ Viel feinere FEM-Netze
→ Neue Legierungen
→ Verbesserte Toleranzen
→ Optimierte Forge-Geometrien für die links/lower links
→ Strikte Two-Bay-Crack-Analytik
→ bessere Fretting-Konzepte (Beschichtungen, Passungen, Toleranzen)

 

Ergebnis:
Bei der E1 konnte ein suboptimaler Spannungsgradient im Bereich der Lower-Link-Lugs erst im Betrieb erkannt werden.
Bei der E2 wurden diese bekannten Problemstellen konstruktiv eliminiert bzw. robuster ausgeführt.

 

Konkrete E1-Problematik: Risse an den Lower Link Lugs

Die Realität zeigt: Die E1-Flotte ist betroffen – deshalb gibt es die AD 2020-01-02R3 für E170/175/190.
Aus dem AD geht hervor, dass:

Risse an den unteren inboard/outboard Link Lugs beidseitig aufgetreten sind

→ Rissbildung links und rechts (LH/RH)
→ sowohl inboard als auch outboard Lower Links
→ Ursache: Ermüdung + potenziell Fretting + Spannungsüberhöhungen

Die Integrität des Pylons kann verloren gehen

→ Worst-Case: Engine separation
→ Deshalb repetitive SDI/DET-Inspections erforderlich 

https://ad.easa.europa.eu/ad/BR-2020-01-02R3

Die AD führt sogar zu Änderungen im MRB (Termination Actions)

→ bedeutet: langfristige Belastungsannahmen wurden korrigiert
→ strukturelle Schwachstelle wurde anerkannt und dauerhaft im Wartungsprogramm verankert

Diese Problematik zeigt eindrucksvoll, wie empfindlich ältere Designs gegenüber nicht vorhergesehenen Betriebsbelastungen sein können, und warum moderne Designs anders – robuster – ausgeführt wären.

 

 

Bearbeitet 23. November von Tigerstift1

[Maxrpm]

38 minutes ago, Tigerstift1 said:

 

Die Realität zeigt: Die E1-Flotte ist betroffen – deshalb gibt es die AD 2020-01-02R3 für E170/175/190.
Aus dem AD geht hervor, dass:

Risse an den unteren inboard/outboard Link Lugs beidseitig aufgetreten sind

→ Rissbildung links und rechts (LH/RH)
→ sowohl inboard als auch outboard Lower Links
→ Ursache: Ermüdung + potenziell Fretting + Spannungsüberhöhungen

Die Integrität des Pylons kann verloren gehen

→ Worst-Case: Engine separation
→ Deshalb repetitive SDI/DET-Inspections erforderlich 

https://ad.easa.europa.eu/ad/BR-2020-01-02R3

Die AD führt sogar zu Änderungen im MRB (Termination Actions)

→ bedeutet: langfristige Belastungsannahmen wurden korrigiert
→ strukturelle Schwachstelle wurde anerkannt und dauerhaft im Wartungsprogramm verankert

Diese Problematik zeigt eindrucksvoll, wie empfindlich ältere Designs gegenüber nicht vorhergesehenen Betriebsbelastungen sein können, und warum moderne Designs anders – robuster – ausgeführt wären.

 

 

Danke

 

mit dieser Realität leben wir derzeit jeden Tag. Bis zu 4 E1 Phylonen sind parallel im Workshop zu Reparatur bzw. für die bushmax SD

[Tigerstift1]

vor 15 Minuten schrieb Maxrpm:

Danke

 

mit dieser Realität leben wir derzeit jeden Tag. Bis zu 4 E1 Phylonen sind parallel im Workshop zu Reparatur bzw. für die bushmax SD

Oh ja, das ist aktuell wirklich unser „Daily Business“ …

Ich fühle deinen Schmerz absolut.

Bei uns steht gerade ebenfalls ein Flieger im C-Check mit Rissen an den Lower Links – immerhin läuft die Embraer-Logistik in diesem Thema wirklich gut. Die eigentliche Herausforderung sind eher die Tools und die zusätzlichen Labour Hours, die dir dann gnadenlos die ganze Check-Planung zerreissen.

Unser Ground Time Manager hat momentan keine einfache Zeit … jedes Mal wenn jemand „Pylon“ sagt, steigt bei ihm der Puls um 20 bpm.

[Phoenix 2.0]

vor 30 Minuten schrieb Maxrpm:

mit dieser Realität leben wir derzeit jeden Tag. Bis zu 4 E1 Phylonen sind parallel im Workshop zu Reparatur bzw. für die bushmax SD

 

Oha - klingt ja schlimmer, als zu F100/F70-Zeiten (VO/Arrows), wo böse Zungen von den "Pannenfliegern" sprachen. Nur dass die Embraer bei den Passagieren kein so schlechtes Image haben - Letztere wissen halt schlicht nix von den Umständen...

 

Gruß

Johannes

Bearbeitet 23. November von Phoenix 2.0

[reverser]

vor 13 Minuten schrieb Tigerstift1:

Die eigentliche Herausforderung sind eher die Tools und die zusätzlichen Labour Hours, die dir dann gnadenlos die ganze Check-Planung zerreissen.

Unser Ground Time Manager hat momentan keine einfache Zeit … jedes Mal wenn jemand „Pylon“ sagt, steigt bei ihm der Puls um 20 bpm.

...jetzt hatte ich das erst falsch gelesen; wegen den zusätzlichen Arbeitsstunden:

"Unser Ground Time Manager hat momentan einfach keine Zeit..." dabei heisst's richtig

"Unser Ground Time Manager hat momentan keine einfache Zeit."

 

Viele interessante Fach-Infos in dieser Diskussion.

Thanks

Richard

[trichel]

Ich denke, die Aufhängungen von Triebwerken sind nie einfach zu konstruieren. Es gab ja gerade kürzlich auch bei neuen Modellen Probleme. So ist das halt in einem Ingenieursberuf. 100% sicher vorhersagen lässt sich nichts und manchmal gehen sogar ganz triviale Fehler unter und keiner sieht sie bevor was passiert.

[Phoenix 2.0]

vor 9 Stunden schrieb trichel:

So ist das halt in einem Ingenieursberuf. 100% sicher vorhersagen lässt sich nichts und manchmal gehen sogar ganz triviale Fehler unter und keiner sieht sie bevor was passiert.

 

Leider pfuscht(e) "die Wirtschaft" den Ingenieuren seit jeher oft genug ins Handwerk! Mein Vater zitierte im aktiven Berufsleben gerne den Spruch: "Der Techniker ist der Esel, auf dem der Wirtschafter zum Erfolg reitet." Diese Weisheit findet sich bereits in der archetypischen Comic-Welt "Entenhausens" - "Dipl.-Ing. Düsentrieb" erfindet, "Dagobert Duck" wird immer reicher...

 

Wie bei KFZ und klassischen PCs hat sich in den letzten Jahrzehnten bei den GRUNDkonzepten weniger wirklicher Fortschritt getan, als man meinen mag (ein PC-Set-up etwa besteht immer noch aus den gleichen Input- und Output-Devices wie anno 1995).

Bei Airlinern sind die Triebwerke tw. größer (höherer Bypass), stärker, leiser und spritsparender geworden, aber sie hängen immer noch unter dem Flügel oder am Airframe, so wie bei den ersten realisierten Jet-Modellen vorwiegend aus den 60er-Jahren. Und so, wie ich mich bei einem teuren Notebook von heute frage, wie es sein kann, dass etwas völlig Banales schon nach 2 Jahren Nutzung kaputtgehen kann, was bei teuren Sony VAIOS in den Nullerjahren viele (!) Jahre hielt, frage ich mich, wie man heute immer nicht die Triebwerksaufhängungen bei Jets im Griff haben kann. Da ist es m.E. einfach nicht drin, dass Ingenieure dann "triviale Fehler" machen können - zumindest nicht in der Konstruktion! Ich meine damit primär nun gar nicht DC/MD-10 und MD-11, sondern die Dinge, über die manche Insider hier "aus dem Nähkästchen" geplaudert haben (z.B. Embraer).

 

Fazit: Nicht alles wird besser in der Zeit und durch Innovation! Viele von uns, die schon etwas älter sind - und das sind hier mittlerweile bei Weitem die Mehrheit, weil ja auch das FF für Junge im Vgl. zu Social Media zu wenig "innovativ" und "hip" ist - können das feststellen!

Und ja, vieles in der Luftfahrt wurde auch in den vergangenen 2 Jahrzehnten weiter sicherer und objektiv besser (also vor allem effektiver und effizienter). Allerdings frage ich mich, ob ich mit einer Entwicklung glücklich sein soll, in der digitalisierte moderne Airliner-Cockpits und deren Komponenten und Handhabung, sowie der generelle Flugbetrieb, immer mehr so ausgelegt sind, dass heute Piloten - oder solche, die als solche durchgehen - diese Systeme zunehmend ohne Basis-Kenntnisse (Stick and Rudder, tiefere Systemkenntnis etc.) statistisch weitgehend unfallfrei bedienen können, die vor 40 Jahren nicht mal eine Antwort auf den ersten Bewerberbrief (z.B. nach Bremen) erhalten hätten.

 

Zusammen mit der allgemeinen "Bildungsmisere" im globalen Westen führt diese gegenwärtige Denke und Entwicklung m.E. zwangsläufig zur Vollautomation. Oder: In einer Welt tumber fehl- oder ungebildeter konsumhedonistischer Deppen, die nur um ihre Silikon-Hintern, Sixpacks, IKEA-Behausungen und idiotischen Ideologien kreisen, brauchen wir zukünftig die A.I. (im Cockpit, in der Konstruktion, in der Produktion und im QM), sonst gehen wir schnell unter...

 

Jedenfalls werden wir auch zukünftig erkennen, wo so viel gespart wurde/wird, dass es sich a la longue negativ auswirkt, und dann rudert die Industrie halt wieder bissi zurück. Ich hoffe also, dass sich bei so kritischen technischen Anforderungen, wie die Aufhängungen der Triebwerke und Pylone, sich die beste bzw. sicherste Lösung durchsetzen kann und nicht z.B. Patente und Kosten im Weg stehen. 

 

Gruß

Johannes

Bearbeitet 24. November von Phoenix 2.0
gekürzt

[Silserli]

Ohalätz, was für ein Rundschlag…

 

Als ehem. MBA-Pilot (McDonnell Douglas, Boeing, Airbus) muss ich dir Widersprechen.

Die technischen Innovationen in der Aviatik waren während meiner Karriere enorm, die Unfallzahlen sind entsprechend gesunken und die Anforderungen an die Luftkutscher haben sich verändert.

 

Beim Bewerbungsbrief Anno 1990 als NFF in Bremen hat sich das Beherrschen des Immelmann sicher gut gemacht, 2025 braucht es neben dem Stick-Talent viele andere Fähigkeiten.

 

lg Peter

[Maxrpm]

36 minutes ago, Silserli said:

 

 

Beim Bewerbungsbrief Anno 1990 als NFF in Bremen hat sich das Beherrschen des Immelmann sicher gut gemacht, 2025 braucht es neben dem Stick-Talent viele andere Fähigkeiten.

 

lg Peter

Ganz bei Dir Peter. Ich kann immer noch raw data NDB Anflüge fliegen, das kommt keiner der jungen Piloten mit. Wenn ich diese Fähigkeit gegen deren Geschwindigkeit beim programmieren des FMS tauschen könnte.

 

würde ich sofort mache. Und wär damit ein besserer Pilot

 

Wolfgang 

[mountain_Andy]

vor 5 Stunden schrieb Silserli:

2025 braucht es neben dem Stick-Talent viele andere Fähigkeiten.

 

vor 4 Stunden schrieb Maxrpm:

Wenn ich diese Fähigkeit gegen deren Geschwindigkeit beim programmieren des FMS tauschen könnte.

 

würde ich sofort mache. Und wär damit ein besserer Pilot

Ich möchte das weiter präzisieren, nicht dass das Bild vorherrscht, dass ein guter Pilot ist, wer das FMS schnell programmieren kann. Ein guter Pilot muss keine raw data NDB Anflüge beherrschen. Tempi passati. Hingegen ist die Kompetenz "Fligh path management manual flight" unverändert eine unabdingbare Fertigkeit für einen Linienpiloten. Hingegen gehört auch schnelles programmieren des FMS nach wie vor nicht zu den messbaren Kompetenzen. Dafür sind Dinge wie "Knowledge", "Workload management" und "Problem solving & decision making" ebenfalls unabdingbare Kompetenzen. Irgendwo dort (je nach sichtweise im "knowledge") ist auch sichergestellt, dass das FMS programmiert werden kann. Im Sinne von "Workload management" und "Problem solving & decision making" kann der Task auch delegiert werden. Das Ziel ist, dass alle anstehenden Aufgaben, effizient, zuverlässig und sicher abgearbeitet werden.