GEnx "Bleedless" (B787) & GEnx "Bleed-Air" (B747-8)

Admin a écrit:Ben ils ne sont pas à la rue

2% de mieux avec le PIP1 puisqu'il est en service est-ce grave
Et pour la rétention, ça n'engage que ceux qui le dise non ?

En farfouillant https://avia.superforum.fr/t447p140-trent-1000#28970

T1000 :
package A : baseline +4.3 % vs Specs
package B : -2.3% +2.0 % vs Specs
package C : -0.8/0.9 +1.1 % vs Specs

Gain : -3.1/3.2%

Genx
Baseline : pas de moteurs en service
PIP1 : -1.6% en service
PIP2 : -1.1%
Gain : -2.7%

GE compare quoi ? vs un T1000 package A sorti sur les 4 premiers ANA ou un T1000 package B ?

D'après airbus il y avait entre 1 et 2% d'écart entre le Genx et le Trent en faveur du Genx, il devrait y avoir moins à l'entrée en service du 787-9

Ce qui m'étonne moi c'est que GE parle ouvertement depuis un moment de 78000 lbs pour le 787-9 et que RR reste à 74 000 lbs...
Je sais que ces puissances ne veulent pas dire grand chose si on n'associe les plages de temp ambiante pour obtenir ces poussées, mais quand même !

Ben pour le B789, ...
Ca va dépendre du poids, et MTOW définitif de l'oiseau ... et le doc's motoristes ne sont pas forcément à jour !

Moi aussi je pense qu'il vaut mieux avoir un peu de pêche ... surtout si une foi en croisière, ça revient au même !
C'est comme les A 380 à 70 000 lbs, beuh !

Les avions sous motorisés, beurk ... sais pas trop ou se retrouvent les économies, dans l'entretien, certainement, m'enfin ... la P, on n'est pas obligé de l'utiliser tout le temps, il y a une infinité de programmes d'économie au décollage et en montée !
Alors pourquoi se priver de cette sécurité !

D'ailleurs
GenX
http://rgl.faa.gov/Regulatory_and_Guidance_Library/rgMakeModel.nsf/0/81c247e8c041536386257a1e00628623/$FILE/E00078NE%20Rev%207.pdf


T1000
http://rgl.faa.gov/Regulatory_and_Guidance_Library/rgMakeModel.nsf/0/426b2ada3206d2d9862579a70076ff69/$FILE/E00076EN%20Rev%204.pdf

Trent1000D : 74500 lbs To / 69 523 lbs Max continuous ISA+20°C (soit 35°C au sol)
GenX1B75P1 : 77600 lbs To / 68 800 lbs Max continuous ISA+15°C

Il y aurait 300 lbs en moins par moteur chez RR, mais comme d'hab on ne sait pas ce qui est compté dans ce poids

Noté surtout, si je ne me trompe pas ... quasi 140°C de différence, côté chaufferette !
C'est énorme, si j'ai bien lu, et si c'est pris au même niveau, je ne m'attendais pas à tant de différence ??

Corrige moi Poncho, si je fais erreur !

Ca donne une idée des marges ..., en bien , comme en mal ... on peut penser au verre à moitié plein ...
Et aussi que, éventuellement RR a de la marge, si la structure et l'architecture le permet (J'y crois juste à moitié ... surtout côté compressions)


GEnx :

Indicated turbine exhaust gas temperature (T49) [see NOTE 5]
Takeoff 5 minute (see NOTE 12) 1,940°F (1,060°C)
30 seconds Maximum Transient 1,949°F (1,065°C)
Maximum Continuous 1,886°F (1,030°C)

Trent 1000 :

TURBINE GAS TEMPERATURE - trimmed (TGT) oC
Measured by thermocouples positioned at the 1st stage Nozzle Guide Vane of the LP Turbine.
Maximum Ground Starting and Shutdown 700
Maximum Inflight Relights 900
Maximum Takeoff (5 min., see NOTE 5.) 900
Maximum Continuous (unrestricted) 850
Maximum Over-temperature (see NOTE 11 ) 920

Bon, j'ai réussi à copier ...

Conclusion, RR peut avoir beaucoup de marge en puissance, si ils certifient des T° supérieures .... c'est certainement possible, si les prises de mesures sont comparables ... et ce n'est pas si sûr de ce côté ....hum !

JPRS

Tu ne peux pas comparer les températures entre constructeur. Pas forcément le même point de mesure. Et la mesure affichée dans le cockpit n'est pas forcément la mesure réelle. Elle peut.être triturée par 'electronique de bord.

Bien,
Merci Poncho !

Quoique, je pensais que pour les certifications, les mesures devraient être équivalentes qq part ..
Mais entre EASA et FAA va savoir !
C'est certain que la différence est assez importante, donc certainement peu comparable ... on peut imaginer que tout le monde se tient à QQ dizaines de degré ... à l'entrée de la turbine HP ...

Quelques nouvelles dans la verte

http://www.flightglobal.com/news/articles/genx-production-tempo-hints-at-14-per-month-787-rate-373494/

300 par an tout confondu( 1B et 2B) dont 200 pour le 787

Et comme indiqué en début de semaine les version PIP2 sont certifiées

http://www.flightglobal.com/news/articles/ge-certifies-higher-thrust-genx-for-787-373487/

Sur cet article rien sur le changement pour le fan pour passer à 78000 lbs

Merci Poncho !

GE Aviation's GEnx programme manager, Chuck Nugent, says the company plans a steady state production rate of 300 GEnx engines per year for the 747-8 and 787 after several years of ramping up.

Boeing's 747-8 programme manager Elizabeth Lund has said Boeing plans to ramp up and produce two 747-8 aircraft per month "for the foreseeable future", accounting for 96 GEnx engines per year, or eight engines per month for four of the four-engined aircraft. The GEnx-2B is the only engine choice for the 747-8 freighter and intercontinental models.

For the 787, customers can either choose the Rolls-Royce Trent 1000 engine or the GEnx-1B. Nugent says 60% of the 854 order holders who have selected engines have chosen the GE product.

If the 60/40 split continues in the long term, the remaining 200 engines per year will power 60% of the 787s delivered (or 100 GE-powered aircraft). Considering a 40% market share for Rolls-Royce, the total number of 787s built per year computes to 167 aircraft, or 14 787s per month.

Flightglobal's Ascend Online database confirms that 359, or 60%, of the 596 order holders who have chosen engines to date have picked GE. The database also shows that 787 deliveries will climb to 10 per year through 2015, increasing to 12 per year in 2016.

Comme quoi, c'est le 60-40% entre GE et RR qui prévaut sur le 787 !
Bien, j'avais vu d'autres chiffres, avec les "Undecided"
Juste noter, les temps et l'inertie, et la planification des ramp-up , pour augmenter la cadence chez GE !
Je me demande bien ce que tout ça va donner quand on parlera de 100-200 moteurs mois, pour les MAX, NEO, et autres Bombardier COMAC et IRKUT ....
Avec des démarrages "Secs" à 80-100 moteurs / mois pour Airbus, et Boeing aprés !

JPRS

Pb sur l'accouplement de l'arbre basse pression. Rupture et donc les turbines bp n'ont pas apprecie.
http://www.ntsb.gov/news/2012/120808.html

C'était vu sur le B787 !
Je le duplique ici !

Bon, vu sur A.net, et c'est sur le AVHerald !

Le fin mot des PB du GEnx à Charleston sur le B787 de Air India !
Pour le GEnx, c'est trés grave ... mais peut être one-off, qui sait ... pour l'instant juste qq lignes !
Pour monter en puissance, il va falloir y réfléchir un peu ....
Un accouplement d'un 1/2 arbre FAN/ LPT si j'ai bien compris ...qui s'est sectionné !
Apparamment derrière le filetage d'accouplement ... la gorge de dégagement du filetage, peut être !
Contained, heureusement !
Bon, tout à dû casser à l'intérieur !
Quand
je disais que GE devrait en toucher 2 mots à RR, pour un consulting
expérimenté, ils savent courir aprés les arbres balladeurs à Derby !!

Bon,
j'ajoute qu'il suffit que ça ait coincé devant où derrière pour que
l'inertie fasse son boulot,et provoque la rupture ! Hypothèse à ne pas
négliger !

----------------- Du AV Herald, le lien et un extrait de l'update en dessous ! --------------

http://www.heraldnet.com/article/20120808/BLOG01/120809792
et :
http://www.ntsb.gov/news/2012/120808.html

As a result of the investigative work to date, the NTSB has
determined that a fan mid-shaft on the failed GEnx engine fractured at
the forward end of the shaft, rear of the threads where the retaining
nut is installed. The fan mid-shaft is undergoing several detailed
examinations including dimensional and metallurgical inspections.

The
GEnx engine is a newly designed aircraft engine. It is a "dual shaft"
engine, meaning that one shaft connects the compressor spool at one end
to the high pressure turbine spool at the other end. A longer "fan
shaft" connects the fan and booster in the front of the engine to the
low pressure turbine in the back.

Une image, vu par le Cousin, sur A.web !


Agrandir cette image Cliquez ici pour la voir à sa taille originale.

JPRS

DE PW100 sur A.net Rep : 89 !

http://www.airliners.net/aviation-forums/general_aviation/read.main/5526554/

Hmmm,
that doesn't sound good, . . . at all. If I understand this correctly
as that the fan/booster drive shaft broke, that could be a major
problem. Strange that it happened on taxi, at low power. Luckily though,
cause if such a main drive shaft fails at high power settings, odds are
extremely high that the associated turbine will go into (massive)
overspeed, with a serious potential of bursting turbine disks (like the
famous Trent failure that almost took out a test cell).

-------------------------
Bien, c'est un risque certain si ça lâche à pleine puissance, mais je reste sur l'impression que c'est qq chose qui a bloqué, et qui a provoqué la rupture de l'arbre !
Une pièce qui s'est peut être détachée côté turbine !

JPRS

Définitivement ... si il y a un défaut identifié d'usinage ou du métal même , sur l'arbre ...; va pour le one -off !

Mais s'ils ne trouvent rien ...
Il va falloir chercher ce qui a bloqué le moteur, pour que l'inertie d'une des 2 moitiés (AV, ou AR) casse l'arbre !
Restent les roulements aussi ... puisqu'on en parle pour le T900 ... ça semblait pourtant un domaine réservé de RR !
J'opte pour un blocage de la Turbine LPT par une où des pièces qui ont pû se détacher et freiner brutalement l'axe !
L'axe aurait cassé sous l'effet de l'inertie de la partie avant, Fan et Compresseur !
Le tout, peut être suivi par un massacre plus ample côté LPT si ça a encore un peu bougé ensuite !
De plus, le recul de l'arbre cassé, c'est peut être part de la sécurité , vaut mieux crasher la LPT, que de la voir s'emballer hors contrôle, on a vu sur QF32 !
C'est mon hypothèse !

J'ajoute ... vu chez AvWeek, Guy Norris !
L'endroit où a cassé l'arbre (Made in Japan, ça doit être du sérieux) eh bien, c'est aussi le point "Fusible" de cet arbre , en gros, si ça coince, c'est là que ça doit (Devait) lâcher si il y a surcharge !
Donc, la prochaine étape pourrait être ... D'ou est venue cette surcharge, ou un éventuel blocage !

http://www.aviationweek.com/Article.aspx?id=/article-xml/awx_08_08_2012_p0-484370.xml

JPRS

Les images de l'arbre en cause !
Quote : BoeingVista , rep : 120 !
http://www.airliners.net/aviation-forums/general_aviation/read.main/5526554/

Un débat intéressant sur A.net !

Quoting bikerthai (Reply 116):

"emanated in the torque-retaining nut" & "fractured at the forward
end of the shaft" seem to contradict unless more explanation is
provided.

Le peu d'explications du NTSB laissent ps mal d'ambiguités entre fracture de l'arbre, et fracture de la "Retaining nut" non vue celle là peut être du côté des crénaux à l'avant ou des canneluresà l'AR ?? .... bon, c'est peu clair, et peut être les deux !

Perso, je ne crois toujours pas à une rupture spontanée, alors que le moteur n'a pas pû être poussé au max bien longtemps au sol ...
L''arbre à fait fusible qq part comme prévu, envoyant les disks et les aubes se crasher contre les guides de rétention, procédure de freinage "Normale" en cas de rupture (Cher coup de frein)
Je pens toujours qu'un élément non identifié today, s'est détaché et a d'abord bloqué l'arbre côté turbine lequel a fait son boulot de Fusible et de Frein ..; avis perso !

Bon, les images ne se laissent pas copier, ce matin, juste les liens...qui ne marchent pas non plus !

Voir sur le Charleston Business ou chercher dans la NTSB ... !

http://www.charlestonbusiness.com/news/44814-ntsb-finds-fractured-shaft-in-ge-engine

JPRS

Bel éclaté du GEnx , sur A.net !

Toujours de A.net !

Et la tête du 1/2 arbre :



Et le 1/2 Arbre complet (Plutôt les 2/3 d'arbre ! )



Ouf ... ça a marché !

JPRS

Merci

Allez, faut s'occuper un peu ..
Donc, juste un exercice de DPO complètement dopé !

Que se passe t'il avec le GEnx ! Aprés plus de 135 post A.net est dans le potage ...
http://www.airliners.net/aviation-forums/general_aviation/read.main/5526554/

Et personne d'autre ne s'aventure au moindre pronostique ! Prudence sur toute la ligne !

Bon quels éléments sont positifs ... pour l'analyse ??

- Un demi arbre fracturé !
- Une turbine LPT massacrée !
- Des pièces ramasséees sur la piste et les champs attenants !
- Les déclarations du NTSB, trés limitées et à moitié contradictoires (Rupture de l'axe où du "Retaining Nut") c'est ambigu et n'a pas été précisé !

Ce que l'on peut en penser ...

- On voit bien sur A.net l'axe côté Turbines, c'est moins net côté Fan !
- On voit mal à quoi peut ressembler le manchon de rétention ... mais il peut exister ???
- On peut penser que cette jonction subit pas mal d contraintes , en couple d'abord, en traction des 2 côtés ensuite ... Quoique, on peut penser que les roulements et paliers retiennent la traction du FAN, alors qu'une certaine liberté doit exister côté turbine, vu que le crash - coup de fein semblait prévu !
La traction Turbine (LPT) peut être de plusieurs milliers de kg , voir une bonne dizaine !

Alors que conclure ... non résistance à la traction ... ou au couple, où aux deux combinés ??

- Une faute des JAP de IHI, erreur sur une pièce, ce n'est pas habituel des Japonais (Pour le Nut, le manchon de rétention, que je cherche toujours, pas même sûr que ce soit de chez eux ?)!
- Une faute de désigne de cet arbre ... entre GE et les Jap's ... hum ... la cata ne s'est pas produite dans des conditions extrèmes ??
- Un excés de couple, là ça signifie un blocage de l'un des 2 éléments ... partie AV ou partie AR, la partie avant étant supposée intacte (Elimination de l'hypothése FOD au passage) on peut supposer que c'est la LPT qui a pû bloquer, une aube perdue qui bloque tout, par exemple .... mais vu le massacre qui a suivi, comment l'identifier ...

Bon, c'était pour les hypothèses fortes
Il reste les unknown unknown, comme les erreurs de montage et d'assemblage ou le one - off côté pièces, ce qui arrangerait bien GE !
Sinon, c'est entre re-désign de l'arbre et de son assemblage, où un sérieux PB du côté des éléments de Turbine !

Vu les temps de réaction du moment, on peut penser que les JAP's ont déjà inspecté leur arbre ...
Il reste alors ...
- Son assemblage et rétention (Retaining Nut)
- Le blocage de la LPT
- Les aléas Unknown évidemment !

GE ne coupera pas à une inspection généralisée au minimum, quand ils sauront d'où ça vient !
Et des toujours possibles "Redésign" et changements sur les moteurs !

Bon, ils peuvent toujours prendre RR comme consultants, ils ont un bon entrainement avec les T900 !

Bien, on peut penser que ...
- Ca arrangerait bien GE que ce soit un One-Off, pour ne pas paniquer les clients !
On à vu aussi que le tuyau "One-Off" de RR a quand même entrainé la MAJ de toutes les boites à roulements sur le T900 !
- Mais que sur le fond, ils savent GE, qu'il y a qq chose de plus sérieux (Je ne crois pas à un PB de qualité IHI, pour l'arbre )!
- Le NTSB ne va pas "Flinguer" directement GE, qui a des avions chez les clients, et des dizaines équipés ...
- Boeing, doit avoir transformé ses PR "Clients" en bureau des pleurs ...

A suivre, mais il y a urgence !
Une semaine déjà ... ce qui me fait penser que les causes en cascade, sont sous examen, et ça, c'est plus complexe ... perso, je ne crois pas à une rupture "Spontanée" de l'accouplement !

Juste mon idée !

JPRS

Bon je remets ici le message de Beochien suite à une rupture d'arbre sur un Genx2B

Ce que j'ai vu de plus pointu chez A.net !
L'hydrogénation post nickelage ?? Je ne connaissais pas !
Des criques chimiquement assistées, bien !
Peut être ça, car la trés vague corruption annoncée par GE , j'avais aussi du mal à suivre !
Donc ça se précise, et peut être pas d'arbre à refaire pour GE, ouf !

Mais si, comme le dit PW100, ça peut se développer n'importe quand, ça veut dire que tous les arbres sont à changer, au minimum ! pour récupérer des Etop's décents !
Quand les modifications, et précautions de traitement auront été définies, et acceptées, pour les nouvelles FAB et aussi les arbres à changer !

Voir l'excellent post d'hier soir , N°39, de PW100 sur A.net !
http://www.airliners.net/aviation-forums/general_aviation/read.main/5563160/

Et, dans un article de Stephen Trimble sur Flight Global !

http://www.flightglobal.com/news/articles/ntsb-urges-grounding-for-certain-genx-powered-787-and-747-8s-376525/Instead, the cracks in the critical engine component are "typical of
environmentally assisted cracking of certain high strength alloys such
as that used on the GEnx [fan midshaft]", the NTSB letter says. The NTSB
is continuing to investigate what is triggering the environmentally
assisted cracking. According to GE, such metals crack as a result of
galvanic corrosion caused by a moist environment with the presence of
hydrogen.

A potential trigger of the galvanic corrision could have been
revealed earlier this week. In a statement issued by GE on 11 September,
the company said it has changed the coating process for the fan
midshaft on the production line as a result of the engine failures. GE
says today that the new coating process changes the dry film applied to
the midshaft, and replaces the lubricant used when a retaining nut is
clamped to the midshaft.


JPRS

Et je précise que 2 Genx1B et 1Genx2B ont été repérés avec ces fissures... et 2 se sont décomposés au roulage

C'est assez bien développé sur A.net, un trés bon fil, ce qui est rare !

Le lien :

http://www.airliners.net/aviation-forums/general_aviation/read.main/5563160/

Ils parlent aussi de T° du bain de métallisation inadéquates, mal contrôlées ...
Sont pas sortis de l'auberge , le timing des criques n'est pas lié à l'usage, c'est plutôt chrono ...
Les trés longs temps de stockage, en attente de montage, compliquent un peu aussi !

Des demi arbres à remplacer un jour, le moteur certainement à tomber !
Des inspections ultra-sons pas faciles et fréquentes en attendant ...
Plus un sérieux risque avec les Etops ...

Avec la quasi obligation de livrer du matériel à revoir aux clients ... qui préfèreront certainement attendre .... !

Plus un délai de re-qualification peut être pour un nouveau process de la métallisation de l'arbre !
Bien, la solidité intrésèque de ce 1/2 arbre n'est pas remise en cause,
pas de re-désign non plus à la vista, moindre mal ... pour l'instant !

Bon, les Jap's de chez IHI, auraient un peu forcé sur le Kan-Ban, pour les métallisation, paraît qu'il faut faire trés attention à tous les paramètres du "Bain", ils sont trés sensibles ...

Ca ressemble aux meilleurs moments des T900, avec un zeste de pieds de nervures en plus !
Airbus connaît le cirque que ça provoque !

On se demande d'ailleurs pourquoi, les constructeurs ne surveillent pas de plus prés les agissements des motoriste !
C'est certifié, donc c'est bon ... c'est certainement un peu trop simpliste !

La sanction FAA devrait tomber début de semaine, à suivre !

2 shémas de Ferpe, post 69 sur A.net !

Si ça peut aider à comprendre ... le 1/2 arbre n'est pas trés long mais y a beaucoup de monde dessus, les changements sous l'aile ... hum !






JPRS

Bonjour !

GE ratrappé par les plombages ... hum !

AIN cite GE qui semble clair sur les remèdes, concernant les ruptures d'arbres du GEnx !
Rajouter un peu de plomb dans la soupe des traitements !
Des considérations environnementales on fait que le Pb, a été retiré des traitements electro chimiques sur les arbres du GEnx !
Lesquels ... sont ils tous affectés, c'est une autre question !
Avis gratuit pour les autres motoristes !
Une belle (Et chère) connerie, pour qq grammes de plomb ...
Retour au process du GE90 ... et 200 arbres de GEnx à changer, c'est tout !
Donc, rien de structurel vraiment, ni de re-désign dimensionnel, mais il faudra qq temps pour refaire tout ces arbres, les re-certifier et les changer !
Le cirque des inspections va donc durer un bon bout de temps !

Quand je pense que je dois avoir du plomb sur le toit pour l'équivalent de qq milliers de GEnx ... !
Et que le plomb rajouté au bain, n'est même pas sur des surfaces d'usure ... Vraiment, IHI =

La FAA va causer cette semaine !

------------- Le lien AIN Gregory Polek, et un extrait ---------------

http://www.ainonline.com/aviation-news/2012-09-18/faa-prepares-imminent-ad-genx-engines
GE expects the U.S. Federal Aviation Administration to issue an airworthiness directive (AD)
detailing inspection intervals for GEnx engines “within a day or two,” following the latest contained failure of a GEnx-2B in Shanghai, China.

The company has decided to coat the fan midshaft on its GEnx turbofans with a formulation containing more lead after investigators determined corrosion caused the July 28 contained failure in the “back end” of a GEnx-1B installed on an Air India Boeing 787 as it performed ground tests in Charleston, South Carolina.

A GE spokesman told AIN that the company has adopted the coating process now used on the GE90-115Bs, abandoned for the GEnx in an effort to lessen environmental concerns associated with lead use. “The FAA is aligned with GE on the changes to the coatings,” he said, referring to the return to the older coating on the GEnx. He added that engineers would finish inspecting all GEnx engines in the field imminently.
---------
JPRS

La vraie question c'est quand même pourquoi ça ne s'est pas vu sur les essais ?

L'autre question c'est aussi est ce que les arbres HP sont concernés ? sur quel autre composant ce bain a t'il été utulisé chez GE et les autres?

Entièrement d'accord pour l'inquiètude pour d'autres parties d'arbres (Ce sont les parties Usinées, chargées, rectifiées )

Entièrement pas d'accord pour les essais .. limités dans le temps, alors que les défauts s'installent dans le temps (Chimie gnac gnac gnac, petit à petit, jusqu'à ) Et pas sur la fatigue ...

Tendance à me rappeller d'un voilier en alu qui a failli aller au fond 2-3 ans aprés, pour une pièce de monnaie en laiton qui a fait son chemin dans les fonds , et la coque, 2-3 ans aprés !

JPRS

Les avionneurs torturent des cellules statiques longtemps après la mise en service
Les motoristes ne font ils pas de même ?
Le GenX d'essai, il n'est pas parti à la casse après 6 mois quand même ? et pas sans inspection détaillées ?

Zon pas cherché des criques millimétriques, mais profondes où il fallait ... c'est tout !
Les motoristes, ils sont bien plus obsédés par la tenue, usure, de leurs aubes, et des contraintes (Si ça ne tient pas) des ailettes et de leur périphérie où tout se joue pour l'avenir marketing, et facturation !
Maintenance ... $$$ et / où défauts prématurés $$$ en moins !

Les ennuis les plus graves leurs échappent bien trop souvent , CF : RR, GE et P&W il y a plus longtemps !

IMO !

JPRS

Le GEnx va s'en sortir avec toute la mansuétude de la FAA !
Pas d'airworthiness directive ...
Juste un AD à venir sous qq jours sans trop se presser non plus !
Ils auront leurs critères ..., ou peut être ceux de GE ....

------------- L'article du Chicago Tribune le lien --------------

http://articles.chicagotribune.com/2012-09-19/business/sns-rt-boeing-gefaa-update-1l1e8kjcmo-20120919_1_ge-engines-genx-engines-rick-kennedy

Oui c'est étonnant, la combo GenX-787 est elle certifiée Etops > 180 Min ?

Bon, l' AD est là, et sous une forme assez lisible !
Pas trop méchant et provisoire, application immédiate !
Vu chez AviationWeek !

Comme prévu, inspection immédiate des GEnx, c'est fait !
A renouveler tous les 90 jours !
9 heures de boulot par moteur ! Plus un équipement à 100 000 $
C'est provisoire, ils cherchent toujours les root causes etc ...

http://www.gpo.gov/fdsys/pkg/FR-2012-09-21/html/2012-23443.htm

------------------
Ultrasonic Inspections (UIs)

(1) Perform an initial UI for cracks in the FMS before further
flight.
(2) Thereafter, perform repetitive UIs for cracks in the FMS
within every 90 days since-last-inspection.
(3) Remove any cracked FMS from service before further flight.

-----------

JPRS

C'est gentil non 90 jours?
L'inspection semble simple au plan accessibilite