Accident grave : défaillance emoteur SWA 1380 JFK - Dallas

Bonjour Poncho,

S'est balo car nous allons évoquer la note de complément d'enquête du NTSB incessamment sous peu, toute la discu technique qui gravitait autour s'était pour mieux comprendre le fonctionnement des réacteurs, leur architecturation d'ensemble et son évolution, avant d'avoir plus d'éléments pour rediscuter de l'incident de Southwest proprement dit...J'ai trouvé Beochien un peu "bourru" dans ses remarques !!...De la patience que diable ...

Poncho (Admin) a écrit:Je crée un fil dédié pour le CFM56-7 "technique"

Merci pour le travail de reroutage, cela permettra d'aller chercher ou de publier des infos techniques. Cela rassurera certain(s) esprits chafouins dératiseurs  


Quand le NTSB publiera qq chose sur les 2 incidents de Southwest, on pourra s'y rendre.

C'est là

https://avia.superforum.fr/t2169p25-cfm56-7-detail-du-fonctionnement#93724

Donc ce n'est pas perdu
Le discussion c'est beaucoup élargi... et elle est très intéressant
Pour SWA tout porte à croire que c'est un pb assez localisé au FAN et de critères de certification imparfaits... à priori la nacelle n'est pas testée en condition "blade out" et donc ne résiste pas aux vibrations causées par le choc sur la pale sur l'anneau de protection du moteur...

Sauf pour le dernier message de c.foussa que j'ai embarqué par erreur désolé (sur l'AD)

Le message perdu

Nouvelle AD pour le CFM 56; j'ai lu rapidement, mais le délai pour les inspections initiales semble être réduit pour certains moteurs ou ailettes.

After AD 2018-0071 was issued, a further failure of a fan blade of a CFM56-7B engine has been reported. Prompted by this event, CFM International issued CFM56-7B S/B 72-1033, providing instructions for initial and repetitive inspections of all fan blade, and EASA issued AD 2018-0093-E, requiring initial and repetitive inspections of fan blades and, depending on findings, accomplishment of applicable corrective action(s). a écrit:

Since that AD was issued, it has been determined that the initial inspection for certain fan blades must be accomplished within a reduced compliance time, compared to that required by EASA AD 2018-0093-E.



For the reason described above, this AD retains the requirements of EASA AD 2018-0093-E, which is superseded, but reduces, for certain engines or fan blades, the compliance time for the initial inspection.

https://ad.easa.europa.eu/ad/18-069

Béo est chafouin, je suis passé près de chez lui sans aller le voir
(comment le sait-il ?)
Peyrepertusse est magnifique !
Et je ne connaissait pas les corbières, mais c'est sacrément mal pavé ! :d

Vous êtes supers les gars j'adore de plus en plus  cette communauté !!...

En tout cas, voici ce que préconise la FAA pour la certification dans les cas d' UEF (uncontained engine failure):



7. DESIGN CONSIDERATIONS. Practical design precautions should be used to minimize



the damage that Can be caused by uncontained engine and APU rotor fragments. The most



effective methods for minimizing the hazards from uncontained rotor fragments include location



of critical components outside the fragment impact areas or separation, isolation, redundancy,



and shielding of critical airplane components and/or systems. The following design



considerations are recommended:



a. Consider the location of the engine and APU rotors relative to critical components, systems or areas of the airplane such as:



(I) Any other engine(s) or an APU that provides an essential function;



(2) Pressurized sections of the fuselage and other primary structure of the fuselage, wings and empennage;



(3) Pilot compartment areas;



(4) Fuel system components, piping and tanks;



(5) Control systems, such as primary and secondary flight controls, electrical power cables, wiring, hydraulic systems, engine control systems, flammable fluid shut-off valves, and the associated actuation wiring or cables;



(6) Any fire extinguisher system of a cargo compartment, an APU, or another engine including electrical wiring and fire extinguishing agent plumbing to these systems;



(7) Engine air inlet attachments and effects of engine case deformations caused by fan blade debris resulting in attachment failures;



(8 ) Instrumentation essential for continued safe flight and landing;





(9) Thrust reverser systems where inadvertent deployment could be [size=13][size=13]catastrophic;[/size][/size]



[size=13](10) Oxygen systems for high altitude airplanes, where these are critical due to descent time.[/size]





Un des croquis de cette circulaire 20-128 A sur l'angle de projection de débris:











Ces études et normes pour les débris sur le fuselage et la possibilité de dépressurisation par UEF ont servi entre autres à obtenir une exemption sur la réglementation dépressurisation; l' A 380 a ainsi été certifié à une altitude max de 43.100 ft (ce n'est pas le seul à avoir eu cette exemption)

Voici le schéma de base de la réglementation mais je ne retrouve plus ce qui a été accordé à l' A 380...et désolé pour le copié-collé du texte qui aurait du être comme le texte original.

Merci

Tu noteras que ce n'est pas mentionné Nacelle Inlet?

Poncho (Admin) a écrit:Merci

Tu noteras que ce n'est pas mentionné Nacelle Inlet?

J'ai tendance à penser que c'est la même chose: inlet = entrée d'air.

Edit: je comprends mieux ta remarque: ils parlent des attaches de l'entrée d'air et des effets sur le capot d'entrée d'air; mais pas vraiment du capot lui même.

Oui
Ce qui est testé c'est le moteur (+ inverseur quand ils sont certifiés à part)

Sur les bancs tests, le conduit d'admission est "nu" sans le capotage et la nacelle

Le moteur dans les deux cas à accepter les dégâts "réglementaires"