1 00:00:00,000 --> 00:00:03,225 Grundlagen des Fliegens beginnen mit einer eindeutigen Beschreibung von 2 00:00:03,225 --> 00:00:04,179 Bewegung und Kräften. 3 00:00:04,179 --> 00:00:07,768 Ein Flugzeug bewegt sich durch eine Luftmasse, während sich diese Luftmasse 4 00:00:07,768 --> 00:00:09,059 über der Erde bewegen kann. 5 00:00:09,059 --> 00:00:12,769 Die relative Anströmung beschreibt die Luftbewegung gegenüber dem Flugzeug. 6 00:00:12,769 --> 00:00:16,059 Sie ist nicht automatisch parallel zum Horizont und nicht automatisch 7 00:00:16,059 --> 00:00:17,919 entgegengesetzt zur Flugzeuglängsachse. 8 00:00:17,919 --> 00:00:21,811 Wind, Flugbahn und Flugzeugorientierung müssen deshalb als unterschiedliche 9 00:00:21,811 --> 00:00:23,109 Größen verstanden werden. 10 00:00:23,109 --> 00:00:26,074 Wir verwenden drei mit dem Flugzeug verbundene Körperachsen. 11 00:00:26,074 --> 00:00:29,311 Um die Längsachse erfolgt Rollen, um die Querachse Nicken und um die 12 00:00:29,311 --> 00:00:30,120 Hochachse Gieren. 13 00:00:30,120 --> 00:00:32,352 Diese Achsen drehen sich mit dem Flugzeug. 14 00:00:32,352 --> 00:00:35,827 Eine nach unten gerichtete Hochachse des Flugzeugs ist bei Querneigung nicht 15 00:00:35,827 --> 00:00:37,610 mehr parallel zur örtlichen Vertikalen. 16 00:00:37,610 --> 00:00:41,232 Die sichtbaren drei orthogonalen Achsen helfen, diese Geometrie zu 17 00:00:41,232 --> 00:00:41,781 verfolgen. 18 00:00:41,781 --> 00:00:44,658 Sie sind Referenzen und keine drei zusätzlichen Kräfte. 19 00:00:44,658 --> 00:00:47,380 Daneben verwenden wir strömungsbezogene Richtungen. 20 00:00:47,380 --> 00:00:51,073 Auftrieb ist definitionsgemäß senkrecht zur relativen Anströmung, Widerstand 21 00:00:51,073 --> 00:00:53,649 parallel zu ihr entgegen der Bewegung durch die Luft. 22 00:00:53,649 --> 00:00:57,210 Schub wirkt entlang einer von Antrieb und Installation bestimmten Richtung. 23 00:00:57,210 --> 00:01:00,461 Gewicht wirkt annähernd zur Erde und bleibt im räumlichen Lehrbild 24 00:01:00,461 --> 00:01:01,101 weltvertikal. 25 00:01:01,101 --> 00:01:04,755 Wird das Flugzeug geneigt, kippt der dargestellte Auftrieb entsprechend dem 26 00:01:04,755 --> 00:01:08,262 vereinfachten Modell mit, während das Gewicht seine erdbezogene Richtung 27 00:01:08,262 --> 00:01:08,603 behält. 28 00:01:08,603 --> 00:01:12,392 Die Lernfrage lautet: Kann ein Flugzeug mit hochstehender Nase sinken? 29 00:01:12,392 --> 00:01:13,137 Ja. 30 00:01:13,137 --> 00:01:16,695 Die Nase beschreibt Orientierung, die Flugbahn beschreibt Bewegung. 31 00:01:16,695 --> 00:01:20,280 Bei genügend großem Anstellwinkel kann die Längsachse nach oben zeigen, 32 00:01:20,280 --> 00:01:22,401 während der Bewegungsvektor abwärts weist. 33 00:01:22,401 --> 00:01:25,924 Ein Horizontbild allein liefert deshalb keine vollständige Energie- oder 34 00:01:25,924 --> 00:01:26,755 Auftriebsaussage. 35 00:01:26,755 --> 00:01:30,982 Geschwindigkeit, Leistung, Anstellwinkel und Flugweg ergänzen die räumliche 36 00:01:30,982 --> 00:01:31,264 Lage. 37 00:01:31,264 --> 00:01:34,095 Wir rechnen einen einfachen ebenen Winkelzusammenhang. 38 00:01:34,095 --> 00:01:38,017 Die Nicklage beträgt acht Grad über dem Horizont, die Flugbahn steigt mit 39 00:01:38,017 --> 00:01:38,554 drei Grad. 40 00:01:38,554 --> 00:01:41,428 Der Anstellwinkel beträgt näherungsweise fünf Grad. 41 00:01:41,428 --> 00:01:45,174 Sinkt die Flugbahn stattdessen mit zwei Grad bei derselben Nicklage, ergibt 42 00:01:45,174 --> 00:01:47,072 sich ungefähr zehn Grad Anstellwinkel. 43 00:01:47,072 --> 00:01:50,537 Diese Subtraktion gilt hier nur für die festgelegte ebene Geometrie ohne 44 00:01:50,537 --> 00:01:52,413 weitere dreidimensionale Winkelanteile. 45 00:01:52,413 --> 00:01:56,057 Sie erklärt die Referenzen, keine universelle Cockpitberechnung. 46 00:01:56,057 --> 00:01:59,160 Die folgenden Kapitel verwenden vereinfachte Modelle bewusst. 47 00:01:59,160 --> 00:02:02,919 Geradeausflug, stationärer Kurvenflug, inkompressible Strömung oder 48 00:02:02,919 --> 00:02:06,173 konstante Masse sind Annahmen, die jeweils genannt werden. 49 00:02:06,173 --> 00:02:09,142 Ein gutes Modell beantwortet eine begrenzte Frage klar. 50 00:02:09,142 --> 00:02:12,227 Es darf nicht durch stillschweigende Übertragung zu einem angeblich 51 00:02:12,227 --> 00:02:14,022 vollständigen Flugzeugsimulator werden. 52 00:02:14,022 --> 00:02:17,826 Pfeillängen, Flügelabmessungen und Bewegungen der Animation besitzen deshalb 53 00:02:17,826 --> 00:02:20,479 keine Genauigkeit eines bestimmten Verkehrsflugzeugs. 54 00:02:20,479 --> 00:02:24,234 Für die Prüfung hilft eine feste Reihenfolge: Referenz wählen, Größen 55 00:02:24,234 --> 00:02:27,988 definieren, Kräfte oder Bewegungen einzeichnen und erst dann rechnen. 56 00:02:27,988 --> 00:02:31,669 Wenn zwei Aussagen widersprüchlich wirken, verwenden sie oft verschiedene 57 00:02:31,669 --> 00:02:32,375 Bezugssysteme. 58 00:02:32,375 --> 00:02:35,658 Eine hohe Geschwindigkeit über Grund und eine kleine Geschwindigkeit durch 59 00:02:35,658 --> 00:02:38,187 die Luft können beispielsweise gleichzeitig richtig sein. 60 00:02:38,187 --> 00:02:41,388 Das Verständnis dieser Trennung trägt den gesamten Kurs von einfachen 61 00:02:41,388 --> 00:02:43,709 Auftriebskräften bis zu Machgrenzen und Höhenflug. 62 00:02:43,709 --> 00:02:48,060 Luft ist ein Gas und besitzt Masse, Druck, Temperatur sowie innere Reibung. 63 00:02:48,060 --> 00:02:51,624 Die Dichte gibt an, wie viel Masse in einem Volumen enthalten ist. 64 00:02:51,624 --> 00:02:54,991 Die dynamische Viskosität beschreibt eine Eigenschaft des Impulsaustauschs 65 00:02:54,991 --> 00:02:56,857 zwischen benachbarten Strömungsschichten. 66 00:02:56,857 --> 00:02:59,415 Für aerodynamische Fragen sind beide wichtig. 67 00:02:59,415 --> 00:03:01,900 Eine ideale reibungsfreie Betrachtung kann Druck- und 68 00:03:01,900 --> 00:03:05,369 Geschwindigkeitszusammenhänge erklären, aber nicht jede reale Grenzschicht 69 00:03:05,369 --> 00:03:07,526 oder Strömungsablösung vollständig darstellen. 70 00:03:07,526 --> 00:03:10,284 Der dynamische Druck ist eine nützliche Bezugsgröße. 71 00:03:10,284 --> 00:03:13,657 Er beträgt eine Hälfte mal Dichte mal Geschwindigkeit zum Quadrat. 72 00:03:13,657 --> 00:03:17,104 Verdoppelt sich bei unveränderter Dichte die Geschwindigkeit, vervierfacht 73 00:03:17,104 --> 00:03:18,314 sich der dynamische Druck. 74 00:03:18,314 --> 00:03:21,924 Halbiert sich bei unveränderter Geschwindigkeit die Dichte, halbiert er 75 00:03:21,924 --> 00:03:22,178 sich. 76 00:03:22,178 --> 00:03:25,188 Dadurch wird verständlich, warum Kräfte nicht einfach linear mit der 77 00:03:25,188 --> 00:03:28,153 Geschwindigkeit wachsen und warum dieselbe wahre Geschwindigkeit in 78 00:03:28,153 --> 00:03:30,675 unterschiedlichen Höhen andere Belastungen erzeugen kann. 79 00:03:30,675 --> 00:03:32,805 Wir rechnen mit fiktiven glatten Werten. 80 00:03:32,805 --> 00:03:36,695 Die Dichte betrage ein Kilogramm pro Kubikmeter, die Geschwindigkeit hundert 81 00:03:36,695 --> 00:03:37,617 Meter pro Sekunde. 82 00:03:37,617 --> 00:03:39,878 Hundert zum Quadrat sind zehntausend. 83 00:03:39,878 --> 00:03:43,635 Eine Hälfte mal eins mal zehntausend ergibt fünftausend Pascal dynamischen 84 00:03:43,635 --> 00:03:43,939 Druck. 85 00:03:43,939 --> 00:03:47,524 Bei zweihundert Metern pro Sekunde wären es zwanzigtausend Pascal. 86 00:03:47,524 --> 00:03:50,763 Die Rechnung verwendet eine Bezugsdefinition; für die vollständige 87 00:03:50,763 --> 00:03:54,394 Druckverteilung um ein kompressibel umströmtes Flugzeug werden zusätzliche 88 00:03:54,394 --> 00:03:55,424 Beziehungen benötigt. 89 00:03:55,424 --> 00:03:58,400 Die Reynoldszahl vergleicht im gegebenen Modell Trägheits- und 90 00:03:58,400 --> 00:03:59,360 Zähigkeitseinflüsse. 91 00:03:59,360 --> 00:04:03,766 Sie enthält Dichte, Geschwindigkeit, charakteristische Länge und dynamische 92 00:04:03,766 --> 00:04:04,412 Viskosität. 93 00:04:04,412 --> 00:04:07,301 Ein kleines Modell und ein großes Flugzeug besitzen bei gleicher 94 00:04:07,301 --> 00:04:10,550 Geschwindigkeit daher nicht automatisch dieselben Strömungsverhältnisse. 95 00:04:10,550 --> 00:04:13,617 Die Wahl der charakteristischen Länge ist Teil der Definition. 96 00:04:13,617 --> 00:04:17,215 Bei einem Flügel kann dafür eine passende Profiltiefe verwendet werden. 97 00:04:17,215 --> 00:04:19,006 Die Zahl ist dimensionslos. 98 00:04:19,006 --> 00:04:22,647 Die Lernfrage lautet: Reicht dieselbe Machzahl aus, damit ein kleines 99 00:04:22,647 --> 00:04:25,971 Windkanalmodell exakt alle Eigenschaften eines großen Flugzeugs 100 00:04:25,971 --> 00:04:26,657 reproduziert? 101 00:04:26,657 --> 00:04:27,465 Nein. 102 00:04:27,465 --> 00:04:31,540 Die Machzahl beschreibt Kompressibilität, die Reynoldszahl andere Einflüsse. 103 00:04:31,540 --> 00:04:35,260 Hinzu kommen Geometrie, Oberflächenzustand und weitere Bedingungen. 104 00:04:35,260 --> 00:04:38,760 Werden nicht alle relevanten Ähnlichkeitsgrößen erfüllt, müssen Ergebnisse 105 00:04:38,760 --> 00:04:41,552 passend interpretiert und gegebenenfalls korrigiert werden. 106 00:04:41,552 --> 00:04:44,872 Ein schönes Strömungsbild ist noch kein vollständiger Nachweis gleicher 107 00:04:44,872 --> 00:04:46,274 aerodynamischer Eigenschaften. 108 00:04:46,274 --> 00:04:49,664 Die Machzahl ist das Verhältnis der Strömungsgeschwindigkeit zur örtlichen 109 00:04:49,664 --> 00:04:50,672 Schallgeschwindigkeit. 110 00:04:50,672 --> 00:04:52,769 Ihre Bedeutung wird später vertieft. 111 00:04:52,769 --> 00:04:56,415 An dieser Stelle halten wir fest, dass Reynolds- und Machzahl verschiedene 112 00:04:56,415 --> 00:04:57,351 Fragen beantworten. 113 00:04:57,351 --> 00:05:00,441 Eine langsame Strömung kann wegen kleiner Abmessungen besondere 114 00:05:00,441 --> 00:05:01,863 Zähigkeitseinflüsse besitzen. 115 00:05:01,863 --> 00:05:05,454 Eine schnelle Strömung kann zusätzlich lokale Verdichtung und Stoßwellen 116 00:05:05,454 --> 00:05:05,803 zeigen. 117 00:05:05,803 --> 00:05:09,416 Die bloße Höhe oder Geschwindigkeit allein benennt diese Kombination nicht 118 00:05:09,416 --> 00:05:10,002 vollständig. 119 00:05:10,002 --> 00:05:13,904 Für Aufgaben werden Einheiten vereinheitlicht, bevor Zahlen eingesetzt 120 00:05:13,904 --> 00:05:14,294 werden. 121 00:05:14,294 --> 00:05:18,180 Meter pro Sekunde, Kilogramm pro Kubikmeter und Pascal bilden hier ein 122 00:05:18,180 --> 00:05:19,290 konsistentes System. 123 00:05:19,290 --> 00:05:21,588 Knoten werden nötigenfalls umgerechnet. 124 00:05:21,588 --> 00:05:25,289 Dimensionslose Kennzahlen besitzen dagegen keine Einheit wie Meter oder 125 00:05:25,289 --> 00:05:25,758 Sekunden. 126 00:05:25,758 --> 00:05:28,910 Ihre korrekte Verwendung ermöglicht den Übergang von einer einzelnen 127 00:05:28,910 --> 00:05:32,432 Rechnung zu einer allgemeinen Aussage über Strömungsregime, ohne dabei reale 128 00:05:32,432 --> 00:05:34,935 Flugzeuggrenzen durch fiktive Modellwerte zu ersetzen. 129 00:05:34,935 --> 00:05:38,324 Ein Flugzeug unterliegt aerodynamischen Kräften, Gewicht und 130 00:05:38,324 --> 00:05:39,227 Antriebskräften. 131 00:05:39,227 --> 00:05:42,216 Newtons Bewegungsgesetz verbindet ihre vektorielle Summe mit der 132 00:05:42,216 --> 00:05:42,916 Beschleunigung. 133 00:05:42,916 --> 00:05:46,613 Im geradlinigen gleichförmigen Horizontalflug ist die resultierende Kraft 134 00:05:46,613 --> 00:05:47,626 näherungsweise null. 135 00:05:47,626 --> 00:05:51,166 In einem einfachen Modell gleichen sich Auftrieb und Gewicht sowie Schub und 136 00:05:51,166 --> 00:05:51,865 Widerstand aus. 137 00:05:51,865 --> 00:05:55,289 Diese bekannten Paare gelten unter bestimmten geometrischen Annahmen. 138 00:05:55,289 --> 00:05:58,734 Sie dürfen nicht ohne Prüfung auf jeden Flugzustand übertragen werden. 139 00:05:58,734 --> 00:06:02,361 Ein stationärer Steigflug besitzt eine konstante Geschwindigkeit und einen 140 00:06:02,361 --> 00:06:03,635 konstanten Flugbahnwinkel. 141 00:06:03,635 --> 00:06:07,253 Auch dann kann die resultierende Beschleunigung null sein, obwohl die Höhe 142 00:06:07,253 --> 00:06:07,644 zunimmt. 143 00:06:07,644 --> 00:06:10,963 Die Gewichtskraft besitzt nun Komponenten entlang und senkrecht zur 144 00:06:10,963 --> 00:06:11,409 Flugbahn. 145 00:06:11,409 --> 00:06:14,220 Ein Teil muss durch die Längskraftbilanz überwunden werden. 146 00:06:14,220 --> 00:06:17,556 Der Auftrieb ist im einfachen Modell gleich Gewicht mal Kosinus des 147 00:06:17,556 --> 00:06:21,141 Steigwinkels, sofern weitere normale Kraftanteile vernachlässigt werden. 148 00:06:21,141 --> 00:06:23,752 Er ist damit nicht zwingend genau gleich dem Gewicht. 149 00:06:23,752 --> 00:06:26,896 Im stationären koordinierten Kurvenflug ändert sich die Richtung der 150 00:06:26,896 --> 00:06:28,191 Geschwindigkeit fortlaufend. 151 00:06:28,191 --> 00:06:31,203 Auch bei konstantem Geschwindigkeitsbetrag besteht deshalb eine 152 00:06:31,203 --> 00:06:31,920 Beschleunigung. 153 00:06:31,920 --> 00:06:35,450 Der geneigte Auftriebsvektor liefert eine horizontale Komponente zur 154 00:06:35,450 --> 00:06:35,968 Bahnmitte. 155 00:06:35,968 --> 00:06:39,446 Seine vertikale Komponente muss im gleich hohen Kurvenflug weiterhin das 156 00:06:39,446 --> 00:06:40,411 Gewicht ausgleichen. 157 00:06:40,411 --> 00:06:43,042 Der gesamte Auftrieb wird größer als das Gewicht. 158 00:06:43,042 --> 00:06:46,754 Die räumliche Szene zeigt diesen Zusammenhang qualitativ mit weltvertikalem 159 00:06:46,754 --> 00:06:48,288 Gewicht und gekipptem Auftrieb. 160 00:06:48,288 --> 00:06:52,435 Die Lernfrage lautet: Ist eine Kraftresultierende von null möglich, während 161 00:06:52,435 --> 00:06:53,541 das Flugzeug steigt? 162 00:06:53,541 --> 00:06:56,464 Ja, bei geradlinigem gleichförmigem Steigflug. 163 00:06:56,464 --> 00:07:00,357 Höhe nimmt zu, Geschwindigkeit als Vektor bleibt unter den Modellbedingungen 164 00:07:00,357 --> 00:07:00,818 konstant. 165 00:07:00,818 --> 00:07:03,549 Umgekehrt kann bei gleichbleibender Höhe und gleichbleibendem 166 00:07:03,549 --> 00:07:06,772 Geschwindigkeitsbetrag eine nicht verschwindende Resultierende bestehen, 167 00:07:06,772 --> 00:07:08,384 wenn das Flugzeug eine Kurve fliegt. 168 00:07:08,384 --> 00:07:11,394 Beschleunigung bedeutet Änderung des Geschwindigkeitsvektors und nicht 169 00:07:11,394 --> 00:07:12,771 ausschließlich schneller werden. 170 00:07:12,771 --> 00:07:14,292 Wir rechnen ein Gewicht. 171 00:07:14,292 --> 00:07:17,714 Eine fiktive Masse von zehntausend Kilogramm besitzt bei neun Komma acht 172 00:07:17,714 --> 00:07:21,278 eins Metern pro Quadratsekunde ungefähr achtundneunzigtausendhundert Newton 173 00:07:21,278 --> 00:07:21,943 Gewichtskraft. 174 00:07:21,943 --> 00:07:25,997 Im einfachen geradlinigen Horizontalflug wird ebenso viel Auftrieb benötigt. 175 00:07:25,997 --> 00:07:29,553 In einer gleich hohen Kurve kann der benötigte Gesamtauftrieb größer sein. 176 00:07:29,553 --> 00:07:31,574 Die Masse selbst wächst dadurch nicht. 177 00:07:31,574 --> 00:07:34,827 Das spätere Lastvielfache beschreibt das Verhältnis einer passenden 178 00:07:34,827 --> 00:07:36,478 aerodynamischen Kraft zum Gewicht. 179 00:07:36,478 --> 00:07:38,973 Kräfte werden am Flugzeug verteilt erzeugt. 180 00:07:38,973 --> 00:07:42,316 Für manche Rechnungen können sie als resultierende Kräfte dargestellt 181 00:07:42,316 --> 00:07:42,655 werden. 182 00:07:42,655 --> 00:07:45,230 Zusätzlich entstehen Momente um den Schwerpunkt. 183 00:07:45,230 --> 00:07:48,041 Ein verschwindender Kraftüberschuss beweist deshalb noch kein 184 00:07:48,041 --> 00:07:49,054 Momentengleichgewicht. 185 00:07:49,054 --> 00:07:52,143 Ein Flugzeug könnte bei ausgeglichener Kraftsumme gleichzeitig eine 186 00:07:52,143 --> 00:07:55,554 Nickbeschleunigung besitzen, wenn ein nicht ausgeglichenes Moment besteht. 187 00:07:55,554 --> 00:07:59,211 Translation und Rotation werden in den Stabilitätskapiteln ausdrücklich 188 00:07:59,211 --> 00:07:59,727 verbunden. 189 00:07:59,727 --> 00:08:03,170 Für die Prüfung werden zuerst Flugzustand und Modell festgelegt. 190 00:08:03,170 --> 00:08:06,785 Gerade oder gekrümmte Bahn, konstante oder veränderliche Geschwindigkeit, 191 00:08:06,785 --> 00:08:10,301 horizontal oder geneigt und koordinierter oder schiebender Zustand sind 192 00:08:10,301 --> 00:08:11,936 unterschiedliche Voraussetzungen. 193 00:08:11,936 --> 00:08:14,477 Erst danach werden Kraftkomponenten gebildet. 194 00:08:14,477 --> 00:08:17,846 Wer sofort Auftrieb gleich Gewicht schreibt, kann eine formal richtige 195 00:08:17,846 --> 00:08:19,482 Formel im falschen Fall verwenden. 196 00:08:19,482 --> 00:08:22,974 Eine kleine saubere Skizze liefert oft mehr Klarheit als eine lange Liste 197 00:08:22,974 --> 00:08:24,122 unverbundener Merksätze. 198 00:08:24,122 --> 00:08:27,664 Eine stationäre Strömung kann in gedachten Stromröhren beschrieben werden. 199 00:08:27,664 --> 00:08:30,739 Die durch einen Querschnitt eintretende Masse muss bei fehlenden seitlichen 200 00:08:30,739 --> 00:08:33,241 Zu- oder Abflüssen den nächsten Querschnitt wieder verlassen. 201 00:08:33,241 --> 00:08:35,969 Im einfachen inkompressiblen Modell bleibt das Produkt aus 202 00:08:35,969 --> 00:08:38,227 Querschnittsfläche und Geschwindigkeit konstant. 203 00:08:38,227 --> 00:08:41,123 Wird die Fläche kleiner, steigt die Geschwindigkeit. 204 00:08:41,123 --> 00:08:44,417 In kompressibler Strömung muss zusätzlich die veränderliche Dichte in der 205 00:08:44,417 --> 00:08:46,221 Massenstrombilanz berücksichtigt werden. 206 00:08:46,221 --> 00:08:49,882 Bernoullis Beziehung verknüpft für geeignete stationäre, reibungsfreie, 207 00:08:49,882 --> 00:08:53,286 inkompressible Bedingungen Druck und Geschwindigkeit entlang einer 208 00:08:53,286 --> 00:08:53,853 Stromlinie. 209 00:08:53,853 --> 00:08:57,245 Bei vernachlässigter Höhenänderung bleibt die Summe aus statischem Druck und 210 00:08:57,245 --> 00:08:58,450 dynamischem Druck konstant. 211 00:08:58,450 --> 00:09:01,709 Größere Geschwindigkeit gehört dann zu geringerem statischem Druck. 212 00:09:01,709 --> 00:09:05,082 Diese Beziehung erklärt einen Teil der Druckverteilung um ein Profil. 213 00:09:05,082 --> 00:09:08,644 Sie setzt aber nicht voraus, dass zwei benachbarte Luftteilchen oberhalb und 214 00:09:08,644 --> 00:09:12,019 unterhalb des Flügels gleichzeitig an der Hinterkante eintreffen müssen. 215 00:09:12,019 --> 00:09:14,501 Die Vorstellung gleicher Laufzeiten ist falsch. 216 00:09:14,501 --> 00:09:17,504 Strömungswege und Geschwindigkeiten ergeben sich aus der gesamten 217 00:09:17,504 --> 00:09:19,352 Strömungslösung und den Randbedingungen. 218 00:09:19,352 --> 00:09:22,577 Ein symmetrisches Profil kann bei geeignetem Anstellwinkel Auftrieb 219 00:09:22,577 --> 00:09:26,091 erzeugen, obwohl seine Ober- und Unterseite geometrisch gleich lang sind. 220 00:09:26,091 --> 00:09:29,686 Ein auf dem Rücken fliegendes geeignetes Flugzeug zeigt ebenfalls, dass eine 221 00:09:29,686 --> 00:09:32,950 bloße unterschiedliche Weglänge keine ausreichende Auftriebserklärung 222 00:09:32,950 --> 00:09:33,328 liefert. 223 00:09:33,328 --> 00:09:37,169 Druckverteilung, Zirkulation und Luftablenkung gehören zusammen. 224 00:09:37,169 --> 00:09:38,904 Wir rechnen eine Stromröhre. 225 00:09:38,904 --> 00:09:42,590 Bei einer Fläche von zwei Quadratmetern strömt Luft mit vierzig Metern pro 226 00:09:42,590 --> 00:09:42,988 Sekunde. 227 00:09:42,988 --> 00:09:46,126 Der Volumenstrom beträgt achtzig Kubikmeter pro Sekunde. 228 00:09:46,126 --> 00:09:49,588 Verengt sich die Fläche bei gleicher Dichte auf einen Quadratmeter, steigt 229 00:09:49,588 --> 00:09:51,928 die Geschwindigkeit auf achtzig Meter pro Sekunde. 230 00:09:51,928 --> 00:09:55,696 Die Geschwindigkeit verdoppelt sich, der dynamische Druck vervierfacht sich. 231 00:09:55,696 --> 00:09:59,472 Die Zahlen beschreiben eine ideale Stromröhre und keine reale frei gewählte 232 00:09:59,472 --> 00:10:00,126 Flügelkontur. 233 00:10:00,126 --> 00:10:03,483 Die Lernfrage lautet: Widerspricht die nach unten abgelenkte Luft der 234 00:10:03,483 --> 00:10:05,915 Erklärung über Unterdruck und Überdruck am Flügel? 235 00:10:05,915 --> 00:10:06,723 Nein. 236 00:10:06,723 --> 00:10:10,107 Die Druckkräfte auf die Luft verändern deren Impuls; die entsprechende 237 00:10:10,107 --> 00:10:12,524 Gegenwirkung trägt zur Kraft auf das Flugzeug bei. 238 00:10:12,524 --> 00:10:15,703 Beide Betrachtungen beschreiben denselben physikalischen Vorgang aus 239 00:10:15,703 --> 00:10:16,964 verschiedenen Perspektiven. 240 00:10:16,964 --> 00:10:20,376 Die genaue Verteilung und die mitgeführte Energie sind bei einem endlichen 241 00:10:20,376 --> 00:10:21,437 Flügel dreidimensional. 242 00:10:21,437 --> 00:10:24,738 Reibung und Ablösung begrenzen die einfache Bernoulli-Anwendung. 243 00:10:24,738 --> 00:10:27,991 Innerhalb einer Grenzschicht wird mechanische Energie dissipiert; hinter 244 00:10:27,991 --> 00:10:30,974 einer Stoßwelle ändern sich die Bedingungen ebenfalls grundlegend. 245 00:10:30,974 --> 00:10:34,210 Man darf deshalb nicht jede Druckänderung ohne Prüfung in eine ideale 246 00:10:34,210 --> 00:10:35,851 Geschwindigkeitsänderung umrechnen. 247 00:10:35,851 --> 00:10:38,505 Für Aufgaben werden Annahmen ausdrücklich genannt. 248 00:10:38,505 --> 00:10:42,264 Eine saubere Erklärung verwendet die einfache Beziehung dort, wo sie trägt, 249 00:10:42,264 --> 00:10:45,622 und erkennt, welche weiteren physikalischen Effekte im betrachteten 250 00:10:45,622 --> 00:10:47,225 Flugzustand entscheidend werden. 251 00:10:47,225 --> 00:10:50,649 Ein Flügelprofil ist ein Schnitt durch die dreidimensionale Tragfläche. 252 00:10:50,649 --> 00:10:53,815 Seine Sehne verbindet geeignete Vorder- und Hinterkantenpunkte. 253 00:10:53,815 --> 00:10:57,065 Die Wölbung beschreibt die Form der mittleren Linie zwischen Ober- und 254 00:10:57,065 --> 00:10:59,387 Unterseite, die Dicke den Abstand dieser Konturen. 255 00:10:59,387 --> 00:11:03,002 Ein gewölbtes Profil kann bei geometrisch null Grad Anstellwinkel bereits 256 00:11:03,002 --> 00:11:03,893 Auftrieb erzeugen. 257 00:11:03,893 --> 00:11:06,712 Bei einem symmetrischen Profil liegt der Nullauftriebswinkel im 258 00:11:06,712 --> 00:11:09,352 idealisierten symmetrischen Zustand ungefähr bei null Grad. 259 00:11:09,352 --> 00:11:12,924 Der Anstellwinkel wird zwischen einer Profilbezugslinie und der relativen 260 00:11:12,924 --> 00:11:13,903 Anströmung gemessen. 261 00:11:13,903 --> 00:11:17,499 Der Einstellwinkel beschreibt dagegen die feste geometrische Ausrichtung des 262 00:11:17,499 --> 00:11:19,438 Flügels gegenüber einer Flugzeugreferenz. 263 00:11:19,438 --> 00:11:22,948 Eine Änderung der Flugbahn kann den Anstellwinkel verändern, obwohl der 264 00:11:22,948 --> 00:11:24,628 Einstellwinkel unverändert bleibt. 265 00:11:24,628 --> 00:11:27,982 Die Nicklage gegenüber dem Horizont ist wiederum eine dritte Größe. 266 00:11:27,982 --> 00:11:31,513 Diese drei Winkel werden in Prüfungsaufgaben leicht verwechselt, weil sie in 267 00:11:31,513 --> 00:11:33,836 einer einfachen Zeichnung ähnlich aussehen können. 268 00:11:33,836 --> 00:11:36,717 Die Form beeinflusst nicht nur den maximalen Auftrieb. 269 00:11:36,717 --> 00:11:40,563 Sie verändert Druckverteilung, Widerstand, Moment und Verhalten bei 270 00:11:40,563 --> 00:11:41,539 Kompressibilität. 271 00:11:41,539 --> 00:11:44,872 Ein dünnes Profil kann bei bestimmten hohen Geschwindigkeiten Vorteile 272 00:11:44,872 --> 00:11:48,110 besitzen, während strukturelle und langsame Flugeigenschaften andere 273 00:11:48,110 --> 00:11:49,157 Anforderungen stellen. 274 00:11:49,157 --> 00:11:52,250 Ein Verkehrsflugzeugflügel ist deshalb ein Kompromiss aus vielen 275 00:11:52,250 --> 00:11:52,830 Bedingungen. 276 00:11:52,830 --> 00:11:56,245 Aus der Betrachtung eines einzelnen Profils folgt noch nicht vollständig die 277 00:11:56,245 --> 00:11:57,862 Eigenschaft der gesamten Tragfläche. 278 00:11:57,862 --> 00:12:01,749 Die Lernfrage lautet: Wenn der Pilot die Nase um drei Grad anhebt, steigt 279 00:12:01,749 --> 00:12:04,198 der Anstellwinkel zwingend genau um drei Grad? 280 00:12:04,198 --> 00:12:07,607 Nur wenn die relative Anströmrichtung unter den angenommenen Bedingungen 281 00:12:07,607 --> 00:12:08,506 unverändert bleibt. 282 00:12:08,506 --> 00:12:12,109 Ändert sich gleichzeitig die Flugbahn, kann die Differenz kleiner oder 283 00:12:12,109 --> 00:12:12,726 größer sein. 284 00:12:12,726 --> 00:12:15,691 Eine Böe kann den Anstellwinkel sogar ohne zunächst sichtbare 285 00:12:15,691 --> 00:12:16,955 Nicklagenänderung erhöhen. 286 00:12:16,955 --> 00:12:20,572 Orientierung und lokale Luftbewegung müssen gemeinsam betrachtet werden. 287 00:12:20,572 --> 00:12:23,084 Wir rechnen eine geometrische Beispielaufgabe. 288 00:12:23,084 --> 00:12:26,666 Die Flügelprofilsehne besitzt gegenüber der Flugzeugreferenz zwei Grad 289 00:12:26,666 --> 00:12:27,945 positiven Einstellwinkel. 290 00:12:27,945 --> 00:12:31,464 Die Flugzeugreferenz steht mit fünf Grad Nicklage über Horizont. 291 00:12:31,464 --> 00:12:33,489 Die Flugbahn steigt mit drei Grad. 292 00:12:33,489 --> 00:12:37,104 Unter unserer ebenen Annahme besitzt die Profilsehne sieben Grad Lage und 293 00:12:37,104 --> 00:12:38,590 damit vier Grad Anstellwinkel. 294 00:12:38,590 --> 00:12:41,730 Fünf minus drei allein würde den Einstellwinkel unterschlagen. 295 00:12:41,730 --> 00:12:44,804 Die verwendete Profilreferenz ist deshalb Teil der Rechnung. 296 00:12:44,804 --> 00:12:48,316 Ein realer Flügel kann entlang der Spannweite unterschiedliche Profile und 297 00:12:48,316 --> 00:12:49,455 Einstellwinkel besitzen. 298 00:12:49,455 --> 00:12:53,311 Diese geometrische oder aerodynamische Schränkung beeinflusst Lastverteilung 299 00:12:53,311 --> 00:12:54,325 und Ablöseverhalten. 300 00:12:54,325 --> 00:12:57,415 Die gesamte Tragfläche erreicht daher nicht zwangsläufig überall 301 00:12:57,415 --> 00:12:59,443 gleichzeitig denselben kritischen Zustand. 302 00:12:59,443 --> 00:13:02,774 Lokaler Anstellwinkel und lokale Strömung sind später besonders für 303 00:13:02,774 --> 00:13:06,156 Pfeilung, Querruderwirkung und Hochgeschwindigkeitsablösung wichtig. 304 00:13:06,156 --> 00:13:09,677 Das Profilbild liefert die Grundbegriffe, während die dreidimensionale 305 00:13:09,677 --> 00:13:11,438 Geometrie ihre Anwendung erweitert. 306 00:13:11,438 --> 00:13:14,255 Die Auftriebsformel ordnet die Kraft in drei Faktoren. 307 00:13:14,255 --> 00:13:17,159 Der dynamische Druck beschreibt Dichte und Geschwindigkeit. 308 00:13:17,159 --> 00:13:19,993 Die Bezugsfläche legt eine geometrische Größe fest. 309 00:13:19,993 --> 00:13:23,376 Der Auftriebsbeiwert fasst die Wirkung von Form und Strömungszustand 310 00:13:23,376 --> 00:13:23,824 zusammen. 311 00:13:23,824 --> 00:13:25,398 Er ist dimensionslos. 312 00:13:25,398 --> 00:13:29,347 Er ist keine feste Materialkonstante eines Flügels, sondern verändert sich 313 00:13:29,347 --> 00:13:33,402 unter anderem mit Anstellwinkel, Konfiguration, Reynolds- und Machzahl sowie 314 00:13:33,402 --> 00:13:34,415 Oberflächenzustand. 315 00:13:34,415 --> 00:13:37,854 In einem begrenzten anliegenden Strömungsbereich wächst der Auftriebsbeiwert 316 00:13:37,854 --> 00:13:40,161 häufig näherungsweise linear mit dem Anstellwinkel. 317 00:13:40,161 --> 00:13:43,031 Diese Gerade darf nicht unbegrenzt fortgesetzt werden. 318 00:13:43,031 --> 00:13:46,134 Mit zunehmender Ablösung wird ein maximaler Beiwert erreicht oder 319 00:13:46,134 --> 00:13:49,618 überschritten; danach kann der Auftrieb abnehmen und der Widerstand stark 320 00:13:49,618 --> 00:13:50,047 zunehmen. 321 00:13:50,047 --> 00:13:53,346 Der dazugehörige kritische Anstellwinkel hängt vom tatsächlichen 322 00:13:53,346 --> 00:13:54,737 aerodynamischen Zustand ab. 323 00:13:54,737 --> 00:13:57,947 Eine Vereisung oder andere Konfiguration kann ihn verändern. 324 00:13:57,947 --> 00:14:01,288 Wir rechnen fiktiv mit fünftausend Pascal dynamischem Druck, dreißig 325 00:14:01,288 --> 00:14:04,923 Quadratmetern Bezugsfläche und einem Auftriebsbeiwert von null Komma acht. 326 00:14:04,923 --> 00:14:08,886 Fünftausend mal dreißig ergibt hundertfünfzigtausend Newton Bezugsprodukt. 327 00:14:08,886 --> 00:14:12,429 Multipliziert mit null Komma acht sind das hundertzwanzigtausend Newton 328 00:14:12,429 --> 00:14:12,878 Auftrieb. 329 00:14:12,878 --> 00:14:16,321 Benötigt derselbe Flugzustand hundertfünfzigtausend Newton, müsste der 330 00:14:16,321 --> 00:14:19,322 Beiwert bei gleichem Druck und gleicher Fläche eins betragen. 331 00:14:19,322 --> 00:14:22,693 Ob das erreichbar ist, entscheidet die reale Auftriebskurve. 332 00:14:22,693 --> 00:14:26,312 Die Lernfrage lautet: Kann der Pilot bei beliebig kleiner Geschwindigkeit 333 00:14:26,312 --> 00:14:29,485 einfach immer stärker ziehen, um denselben Auftrieb zu erhalten? 334 00:14:29,485 --> 00:14:30,292 Nein. 335 00:14:30,292 --> 00:14:34,011 Bei kleinerem dynamischem Druck wird zwar ein höherer Beiwert benötigt, doch 336 00:14:34,011 --> 00:14:35,479 die Kurve besitzt eine Grenze. 337 00:14:35,479 --> 00:14:38,881 Wird der kritische Anstellwinkel überschritten, liefert weiteres Erhöhen 338 00:14:38,881 --> 00:14:40,771 nicht die erwartete proportionale Kraft. 339 00:14:40,771 --> 00:14:44,462 Die räumliche Szene zeigt nur den qualitativen Kraftzusammenhang und keine 340 00:14:44,462 --> 00:14:45,559 zulässige Steuerfolge. 341 00:14:45,559 --> 00:14:49,130 Wir halbieren gedanklich die Geschwindigkeit bei gleicher Dichte und Fläche. 342 00:14:49,130 --> 00:14:51,326 Der dynamische Druck sinkt auf ein Viertel. 343 00:14:51,326 --> 00:14:54,394 Für denselben Auftrieb wäre der vierfache Beiwert nötig. 344 00:14:54,394 --> 00:14:56,655 Aus null Komma acht würde drei Komma zwei. 345 00:14:56,655 --> 00:15:00,035 Ein solches Ergebnis kann außerhalb des verfügbaren Bereichs liegen. 346 00:15:00,035 --> 00:15:03,092 Diese einfache Quadratbeziehung erklärt, warum langsamer Flug bei 347 00:15:03,092 --> 00:15:06,619 unverändertem benötigten Auftrieb zunehmend hohe Anstellwinkel verlangt und 348 00:15:06,619 --> 00:15:09,065 warum High-Lift-Systeme eine wichtige Rolle spielen. 349 00:15:09,065 --> 00:15:12,613 Ein Beiwertvergleich benötigt dieselbe Bezugsfläche und Definition. 350 00:15:12,613 --> 00:15:16,297 Manche Darstellungen beziehen sich auf ein zweidimensionales Profil, andere 351 00:15:16,297 --> 00:15:18,753 auf den gesamten Flügel oder das gesamte Flugzeug. 352 00:15:18,753 --> 00:15:22,081 Die Symbole können ähnlich aussehen, die zugrunde liegenden Größen 353 00:15:22,081 --> 00:15:23,039 unterscheiden sich. 354 00:15:23,039 --> 00:15:26,119 Für Aufgaben verwenden wir die ausdrücklich gegebenen Daten. 355 00:15:26,119 --> 00:15:29,592 Für die betriebliche Anwendung sind die zugelassenen Geschwindigkeiten und 356 00:15:29,592 --> 00:15:30,437 Grenzen maßgebend. 357 00:15:30,437 --> 00:15:34,072 Die Auftriebsformel erklärt deren physikalischen Zusammenhang, ersetzt aber 358 00:15:34,072 --> 00:15:37,078 keine vollständige Flugzeugleistungs- oder Schutzmodellierung. 359 00:15:37,078 --> 00:15:40,280 Unmittelbar an einer realen Oberfläche haftet die Luft im üblichen 360 00:15:40,280 --> 00:15:41,201 Strömungsmodell an. 361 00:15:41,201 --> 00:15:44,588 Ihre Geschwindigkeit relativ zur Oberfläche ist dort annähernd null. 362 00:15:44,588 --> 00:15:48,064 In einem dünnen Bereich wächst sie zur äußeren Strömungsgeschwindigkeit an. 363 00:15:48,064 --> 00:15:49,967 Dieser Bereich heißt Grenzschicht. 364 00:15:49,967 --> 00:15:53,916 Obwohl er gegenüber den Flugzeugabmessungen klein sein kann, beeinflusst er 365 00:15:53,916 --> 00:15:56,391 Reibung, Wärmeübergang und Ablösung wesentlich. 366 00:15:56,391 --> 00:15:59,977 Seine Eigenschaften lassen sich nicht aus einer reibungsfreien Außenströmung 367 00:15:59,977 --> 00:16:00,685 allein ablesen. 368 00:16:00,685 --> 00:16:04,237 Eine laminare Grenzschicht besitzt vergleichsweise geordnete Bewegungen. 369 00:16:04,237 --> 00:16:07,868 Eine turbulente Grenzschicht enthält stärkeren Austausch durch unregelmäßige 370 00:16:07,868 --> 00:16:08,393 Bewegungen. 371 00:16:08,393 --> 00:16:11,853 Turbulent bedeutet hier nicht automatisch eine ganze Gewitterturbulenz. 372 00:16:11,853 --> 00:16:15,003 Der Austausch kann mehr Reibungswiderstand erzeugen, zugleich aber 373 00:16:15,003 --> 00:16:17,246 energiereichere Luft näher an die Wand bringen. 374 00:16:17,246 --> 00:16:20,838 Dadurch kann eine turbulente Grenzschicht unter bestimmten Bedingungen einen 375 00:16:20,838 --> 00:16:23,295 stärkeren Druckanstieg überwinden, bevor sie ablöst. 376 00:16:23,295 --> 00:16:26,643 Weniger Reibung und spätere Ablösung sind somit verschiedene Ziele. 377 00:16:26,643 --> 00:16:29,974 Hinter einem Bereich niedrigen Drucks steigt der Druck entlang des Profils 378 00:16:29,974 --> 00:16:30,740 häufig wieder an. 379 00:16:30,740 --> 00:16:33,801 Dieser ungünstige Druckgradient bremst die wandnahe Strömung. 380 00:16:33,801 --> 00:16:37,530 Reicht ihr Impuls nicht aus, kann die Strömung lokal zum Stillstand kommen 381 00:16:37,530 --> 00:16:38,639 und rückläufig werden. 382 00:16:38,639 --> 00:16:40,446 Die Grenzschicht löst sich ab. 383 00:16:40,446 --> 00:16:43,953 Mit zunehmendem Anstellwinkel können sich Ablösebereiche verändern und 384 00:16:43,953 --> 00:16:44,504 ausbreiten. 385 00:16:44,504 --> 00:16:47,639 Der maximale Auftrieb und das Überziehverhalten hängen mit dieser 386 00:16:47,639 --> 00:16:48,651 Entwicklung zusammen. 387 00:16:48,651 --> 00:16:52,474 Die Lernfrage lautet: Ist eine möglichst lange laminare Strömung unter allen 388 00:16:52,474 --> 00:16:54,687 Umständen der einzige aerodynamische Wunsch? 389 00:16:54,687 --> 00:16:55,495 Nein. 390 00:16:55,495 --> 00:16:59,211 Sie kann Reibung vermindern, reagiert aber auf Oberflächenzustand und 391 00:16:59,211 --> 00:16:59,912 Druckverlauf. 392 00:16:59,912 --> 00:17:03,146 In anderen Bereichen kann eine gezielte Grenzschichtbeeinflussung die 393 00:17:03,146 --> 00:17:05,536 Ablösung verzögern oder Steuerwirksamkeit erhalten. 394 00:17:05,536 --> 00:17:09,891 Das Gesamtergebnis wird aus Widerstand, Auftrieb, Verhalten und Robustheit 395 00:17:09,891 --> 00:17:10,480 beurteilt. 396 00:17:10,480 --> 00:17:14,150 Eine einzelne günstige Eigenschaft ist nicht automatisch das Optimum des 397 00:17:14,150 --> 00:17:14,659 Flugzeugs. 398 00:17:14,659 --> 00:17:17,027 Wir betrachten einen qualitativen Vergleich. 399 00:17:17,027 --> 00:17:20,004 Zwei Profile besitzen bei gleichem Anstellwinkel unterschiedliche 400 00:17:20,004 --> 00:17:20,874 Druckrückgewinnung. 401 00:17:20,874 --> 00:17:24,280 Das eine verlangt einen sehr abrupten Druckanstieg, das andere einen 402 00:17:24,280 --> 00:17:25,031 allmählicheren. 403 00:17:25,031 --> 00:17:28,389 Unter sonst passenden Bedingungen kann das zweite die anliegende Strömung 404 00:17:28,389 --> 00:17:29,125 besser erhalten. 405 00:17:29,125 --> 00:17:32,704 Aus dieser Aussage folgt jedoch keine universelle Formregel für jede Mach- 406 00:17:32,704 --> 00:17:33,526 und Reynoldszahl. 407 00:17:33,526 --> 00:17:36,787 Ein transonischer Stoß kann den Druckanstieg zusätzlich schlagartig 408 00:17:36,787 --> 00:17:37,274 verändern. 409 00:17:37,274 --> 00:17:41,680 Rauigkeit, Insekten, Wasser, Frost und Beschädigungen können Umschlag und 410 00:17:41,680 --> 00:17:43,007 Ablösung beeinflussen. 411 00:17:43,007 --> 00:17:46,433 Selbst kleine Veränderungen an empfindlichen Stellen können größere Folgen 412 00:17:46,433 --> 00:17:48,424 besitzen als ihre Abmessung erwarten lässt. 413 00:17:48,424 --> 00:17:52,059 Die Theorie erklärt den Mechanismus, während zulässiger Oberflächenzustand 414 00:17:52,059 --> 00:17:54,515 und Maßnahmen aus den gültigen Unterlagen stammen. 415 00:17:54,515 --> 00:17:57,588 Ein sauber aussehendes großes Flächenstück beweist nicht, dass die 416 00:17:57,588 --> 00:18:00,567 entscheidende Vorderkante oder eine besondere laminare Zone ihre 417 00:18:00,567 --> 00:18:02,196 vorgesehenen Eigenschaften besitzt. 418 00:18:02,196 --> 00:18:05,654 Ein zweidimensionales Profilmodell setzt gedanklich eine unendliche 419 00:18:05,654 --> 00:18:06,583 Spannweite voraus. 420 00:18:06,583 --> 00:18:08,246 Ein realer Flügel endet. 421 00:18:08,246 --> 00:18:11,134 Druckunterschiede zwischen Unter- und Oberseite sowie die über die 422 00:18:11,134 --> 00:18:14,415 Spannweite veränderliche Auftriebsverteilung erzeugen eine dreidimensionale 423 00:18:14,415 --> 00:18:14,808 Strömung. 424 00:18:14,808 --> 00:18:18,209 Im Nachlauf bildet sich eine Wirbelschicht, die sich zu konzentrierten 425 00:18:18,209 --> 00:18:19,472 Strukturen aufrollen kann. 426 00:18:19,472 --> 00:18:22,937 Die bekannten Randwirbel sind sichtbare Merkbilder dieses Zusammenhangs, 427 00:18:22,937 --> 00:18:25,392 nicht die gesamte unsichtbare Strömung des Flügels. 428 00:18:25,392 --> 00:18:29,081 Der Nachlauf besitzt eine nach unten gerichtete Geschwindigkeitskomponente. 429 00:18:29,081 --> 00:18:32,175 Dieser Abwind verändert auch die lokale Anströmung am Flügel. 430 00:18:32,175 --> 00:18:35,531 Der effektive Anstellwinkel kann dadurch kleiner sein als der geometrisch 431 00:18:35,531 --> 00:18:38,013 gegenüber der ungestörten Anströmung gemessene Winkel. 432 00:18:38,013 --> 00:18:41,745 Die zugehörige aerodynamische Resultierende wird relativ zur ursprünglichen 433 00:18:41,745 --> 00:18:43,038 Bewegungsrichtung geneigt. 434 00:18:43,038 --> 00:18:46,275 Ihre rückwärts gerichtete Komponente wird als induzierter Widerstand 435 00:18:46,275 --> 00:18:46,846 beschrieben. 436 00:18:46,846 --> 00:18:50,592 Auftriebserzeugung und Nachlaufenergie gehören somit unmittelbar zusammen. 437 00:18:50,592 --> 00:18:54,079 Die räumliche Darstellung zeigt Flügel, vereinfachte Kraftpfeile und 438 00:18:54,079 --> 00:18:56,131 qualitativ eine veränderte Luftbewegung. 439 00:18:56,131 --> 00:18:57,978 Gewicht bleibt weltvertikal. 440 00:18:57,978 --> 00:19:01,332 Auftrieb wird entsprechend dem betrachteten Flugzustand orientiert. 441 00:19:01,332 --> 00:19:03,814 Pfeillängen sind keine Messwerte eines Musters. 442 00:19:03,814 --> 00:19:07,022 Vor allem dürfen schematische Wirbellinien nicht als vollständige Berechnung 443 00:19:07,022 --> 00:19:09,218 der Gefährdung durch Wirbelschleppen gelesen werden. 444 00:19:09,218 --> 00:19:13,567 Reale Stärke und Entwicklung hängen unter anderem von Auftrieb, Spannweite, 445 00:19:13,567 --> 00:19:15,306 Flugzustand und Atmosphäre ab. 446 00:19:15,306 --> 00:19:19,017 Die Lernfrage lautet: Entstehen Randwirbel ausschließlich, weil Luft wie 447 00:19:19,017 --> 00:19:21,027 Wasser einmal um die Spitze herumläuft? 448 00:19:21,027 --> 00:19:22,831 Diese Vorstellung ist zu eng. 449 00:19:22,831 --> 00:19:26,335 Die gesamte spannweitige Auftriebsverteilung und ihre Nachlaufwirbel sind 450 00:19:26,335 --> 00:19:26,863 wesentlich. 451 00:19:26,863 --> 00:19:30,022 Die Druckausgleichsströmung an der Spitze ist ein anschaulicher Teil, 452 00:19:30,022 --> 00:19:32,448 erklärt aber nicht allein die vollständige induzierte 453 00:19:32,448 --> 00:19:33,684 Geschwindigkeitsverteilung. 454 00:19:33,684 --> 00:19:36,688 Deshalb kann auch die Form der Auftriebsverteilung den induzierten 455 00:19:36,688 --> 00:19:37,643 Widerstand verändern. 456 00:19:37,643 --> 00:19:39,720 Wir verwenden eine Winkelvorstellung. 457 00:19:39,720 --> 00:19:43,661 Der geometrische Anstellwinkel sei acht Grad, der vereinfachte induzierte 458 00:19:43,661 --> 00:19:44,578 Winkel zwei Grad. 459 00:19:44,578 --> 00:19:48,087 Der effektive Profilanstellwinkel beträgt dann ungefähr sechs Grad. 460 00:19:48,087 --> 00:19:51,651 Diese Subtraktion beschreibt einen begrenzten stationären Zusammenhang. 461 00:19:51,651 --> 00:19:55,119 Sie bedeutet nicht, dass ein Pilot den Abwindwinkel direkt auf einem 462 00:19:55,119 --> 00:19:56,802 normalen Horizont ablesen könnte. 463 00:19:56,802 --> 00:20:00,485 Die dazugehörigen Größen stammen aus einem aerodynamischen Modell oder einer 464 00:20:00,485 --> 00:20:01,406 geeigneten Messung. 465 00:20:01,406 --> 00:20:04,615 Die Nachlaufströmung wirkt auch auf ein dahinterliegendes Leitwerk. 466 00:20:04,615 --> 00:20:08,273 Dessen wirksamer Anstellwinkel hängt daher nicht nur von der Flugzeuglage 467 00:20:08,273 --> 00:20:08,423 ab. 468 00:20:08,423 --> 00:20:11,987 Änderungen von Klappen, Auftrieb und Geschwindigkeit können den Abwind am 469 00:20:11,987 --> 00:20:14,574 Leitwerk verändern und ein neues Nickmoment erzeugen. 470 00:20:14,574 --> 00:20:17,932 Dieser Zusammenhang wird später für Stabilität und Trimmung wichtig. 471 00:20:17,932 --> 00:20:21,048 Der endliche Flügel ist deshalb mehr als eine Profilfläche mit 472 00:20:21,048 --> 00:20:24,515 abgeschnittenen Enden: Seine räumliche Strömung verbindet Tragfläche, 473 00:20:24,515 --> 00:20:27,129 Widerstand, Leitwerk und nachfolgende Luftfahrzeuge. 474 00:20:27,129 --> 00:20:30,573 Die Streckung eines Flügels ergibt sich aus Spannweite zum Quadrat geteilt 475 00:20:30,573 --> 00:20:31,457 durch Bezugsfläche. 476 00:20:31,457 --> 00:20:34,476 Ein langer schmaler Flügel besitzt bei gleicher Fläche eine größere 477 00:20:34,476 --> 00:20:35,963 Streckung als ein kurzer breiter. 478 00:20:35,963 --> 00:20:39,436 Im klassischen einfachen Modell sinkt der induzierte Widerstandsbeiwert mit 479 00:20:39,436 --> 00:20:40,316 größerer Streckung. 480 00:20:40,316 --> 00:20:43,759 Die Auftriebsverteilung wird über einen Wirkungsfaktor berücksichtigt. 481 00:20:43,759 --> 00:20:47,075 Die Formel gilt innerhalb bestimmter Annahmen und beschreibt nicht jeden 482 00:20:47,075 --> 00:20:50,160 Einfluss von Pfeilung, Kompressibilität oder getrennten Strömungen. 483 00:20:50,160 --> 00:20:52,550 Der Auftriebsbeiwert geht quadratisch ein. 484 00:20:52,550 --> 00:20:55,636 Muss bei gleicher Fläche und gleichem dynamischen Druck doppelt so viel 485 00:20:55,636 --> 00:20:58,852 Auftrieb erzeugt werden, verdoppelt sich der erforderliche Beiwert und der 486 00:20:58,852 --> 00:21:00,894 induzierte Beiwert vervierfacht sich im Modell. 487 00:21:00,894 --> 00:21:04,436 Deshalb wächst dieser Widerstandsanteil bei hohem Lastvielfachem stark. 488 00:21:04,436 --> 00:21:07,913 Er ist nicht nur ein Thema des besonders langsamen Flugs, sondern jeder 489 00:21:07,913 --> 00:21:11,538 Situation mit großer erforderlicher Auftriebskraft relativ zum verfügbaren 490 00:21:11,538 --> 00:21:12,419 dynamischen Druck. 491 00:21:12,419 --> 00:21:15,905 Wir rechnen mit einem Auftriebsbeiwert von eins, einer Streckung von zehn 492 00:21:15,905 --> 00:21:18,054 und einem Wirkungsfaktor von null Komma acht. 493 00:21:18,054 --> 00:21:21,978 Der Nenner ist Pi mal null Komma acht mal zehn, ungefähr fünfundzwanzig 494 00:21:21,978 --> 00:21:22,586 Komma eins. 495 00:21:22,586 --> 00:21:26,170 Der induzierte Widerstandsbeiwert beträgt damit rund null Komma null vier. 496 00:21:26,170 --> 00:21:29,496 Bei einem Beiwert von null Komma fünf sinkt der Zähler auf null Komma zwei 497 00:21:29,496 --> 00:21:32,416 fünf und der induzierte Anteil auf ungefähr null Komma null eins. 498 00:21:32,416 --> 00:21:35,694 Die Lernfrage lautet: Macht eine Verdoppelung der Streckung bei sonst 499 00:21:35,694 --> 00:21:38,830 unverändertem Modell den gesamten Flugzeugwiderstand halb so groß? 500 00:21:38,830 --> 00:21:39,638 Nein. 501 00:21:39,638 --> 00:21:42,564 Sie halbiert in dieser Beziehung nur den induzierten Anteil. 502 00:21:42,564 --> 00:21:46,654 Reibung, Form-, Interferenz- und gegebenenfalls Wellenwiderstand bleiben 503 00:21:46,654 --> 00:21:47,563 andere Beiträge. 504 00:21:47,563 --> 00:21:51,524 Außerdem verändern reale Geometrieänderungen Masse, Struktur, benetzte 505 00:21:51,524 --> 00:21:53,391 Fläche und weitere Eigenschaften. 506 00:21:53,391 --> 00:21:56,489 Ein einzelner günstiger Formelterm ist noch kein vollständiger 507 00:21:56,489 --> 00:21:57,288 Flugzeugentwurf. 508 00:21:57,288 --> 00:22:00,602 Winglets und andere Flügelendgestaltungen verändern die räumliche Strömung 509 00:22:00,602 --> 00:22:03,557 und können den induzierten Widerstand unter geeigneten Bedingungen 510 00:22:03,557 --> 00:22:04,050 vermindern. 511 00:22:04,050 --> 00:22:07,503 Ihre Wirkung ist nicht allein durch die Aussage höhere senkrechte Spitze 512 00:22:07,503 --> 00:22:07,887 erklärt. 513 00:22:07,887 --> 00:22:10,468 Sie sind Teil einer dreidimensionalen Auslegung. 514 00:22:10,468 --> 00:22:14,394 Zusätzliche Masse, Lasten und Widerstände müssen gegen den Nutzen abgewogen 515 00:22:14,394 --> 00:22:14,760 werden. 516 00:22:14,760 --> 00:22:18,218 Eine nachträglich beliebig vergrößerte Spitze ist daher nicht automatisch 517 00:22:18,218 --> 00:22:19,071 eine Verbesserung. 518 00:22:19,071 --> 00:22:22,632 Für Prüfungsaufgaben trennen wir den Widerstandsbeiwert vom tatsächlichen 519 00:22:22,632 --> 00:22:23,168 Widerstand. 520 00:22:23,168 --> 00:22:26,339 Letzterer entsteht durch Multiplikation mit dynamischem Druck und 521 00:22:26,339 --> 00:22:26,973 Bezugsfläche. 522 00:22:26,973 --> 00:22:30,335 Bei gleichbleibendem Gewicht im einfachen Horizontalflug führt kleinere 523 00:22:30,335 --> 00:22:33,887 Geschwindigkeit zu höherem Beiwert und oft größerem induziertem Widerstand. 524 00:22:33,887 --> 00:22:36,888 Der gesamte Verlauf wird mit den übrigen Widerstandsanteilen 525 00:22:36,888 --> 00:22:37,688 zusammengeführt. 526 00:22:37,688 --> 00:22:40,575 Erst daraus ergeben sich der typische Widerstandsverlauf und die 527 00:22:40,575 --> 00:22:43,102 verschiedenen optimalen Geschwindigkeiten des Flugzeugs. 528 00:22:43,102 --> 00:22:46,605 Der Gesamtwiderstand setzt sich aus verschiedenen physikalischen Beiträgen 529 00:22:46,605 --> 00:22:47,031 zusammen. 530 00:22:47,031 --> 00:22:50,204 Reibungswiderstand entsteht an Oberflächen durch die Grenzschicht. 531 00:22:50,204 --> 00:22:53,403 Formwiderstand hängt mit Druckverteilung und Nachlauf zusammen. 532 00:22:53,403 --> 00:22:56,895 Interferenzwiderstand entsteht durch das Zusammenwirken von Strömungen an 533 00:22:56,895 --> 00:22:57,948 verbundenen Bauteilen. 534 00:22:57,948 --> 00:23:01,402 Hinzu kommen induzierter Widerstand und bei entsprechender Geschwindigkeit 535 00:23:01,402 --> 00:23:02,756 weitere kompressible Anteile. 536 00:23:02,756 --> 00:23:06,157 Die Begriffe ordnen Ursachen, auch wenn sich reale Beiträge nicht immer 537 00:23:06,157 --> 00:23:08,456 vollkommen unabhängig voneinander messen lassen. 538 00:23:08,456 --> 00:23:11,613 Eine einfache Widerstandspolare beschreibt den Widerstandsbeiwert als 539 00:23:11,613 --> 00:23:14,816 Grundanteil plus einem mit dem Auftriebsbeiwert quadratisch wachsenden 540 00:23:14,816 --> 00:23:15,136 Anteil. 541 00:23:15,136 --> 00:23:18,734 Diese Parabel ist ein nützliches Modell für einen begrenzten Flugbereich. 542 00:23:18,734 --> 00:23:21,807 In der Nähe starker Ablösung oder erheblicher Stoßwellen kann sie 543 00:23:21,807 --> 00:23:22,753 unzureichend werden. 544 00:23:22,753 --> 00:23:26,195 Auch Trimmung und Konfiguration beeinflussen die tatsächliche Polare. 545 00:23:26,195 --> 00:23:29,537 Ein einzelner fester Grundwiderstand gilt daher nicht unverändert für jede 546 00:23:29,537 --> 00:23:30,937 Klappen- und Fahrwerksstellung. 547 00:23:30,937 --> 00:23:34,388 Wir rechnen mit einem Grundbeiwert von null Komma null zwei und einem Faktor 548 00:23:34,388 --> 00:23:35,613 k von null Komma null vier. 549 00:23:35,613 --> 00:23:38,992 Bei einem Auftriebsbeiwert von null Komma fünf beträgt der quadratische 550 00:23:38,992 --> 00:23:40,372 Beitrag null Komma null eins. 551 00:23:40,372 --> 00:23:42,713 Der Gesamtbeiwert ist null Komma null drei. 552 00:23:42,713 --> 00:23:46,188 Bei einem Auftriebsbeiwert von eins beträgt der Beitrag null Komma null vier 553 00:23:46,188 --> 00:23:48,063 und der Gesamtwert null Komma null sechs. 554 00:23:48,063 --> 00:23:51,477 Der verdoppelte Auftriebsbeiwert hat den gesamten Widerstandsbeiwert hier 555 00:23:51,477 --> 00:23:54,562 verdoppelt, weil die gewählten Anteile genau diese Zahlen ergeben. 556 00:23:54,562 --> 00:23:58,352 Die Lernfrage lautet: Halbiert sich der tatsächliche Widerstand, wenn der 557 00:23:58,352 --> 00:24:00,066 Widerstandsbeiwert halbiert wird? 558 00:24:00,066 --> 00:24:03,044 Nur bei gleichem dynamischem Druck und gleicher Bezugsfläche. 559 00:24:03,044 --> 00:24:06,619 Ändert sich gleichzeitig die Geschwindigkeit, muss deren Quadrateinfluss 560 00:24:06,619 --> 00:24:07,711 berücksichtigt werden. 561 00:24:07,711 --> 00:24:11,336 Ein kleinerer Beiwert kann bei deutlich größerem dynamischem Druck trotzdem 562 00:24:11,336 --> 00:24:12,642 eine größere Kraft ergeben. 563 00:24:12,642 --> 00:24:16,272 Koeffizienten sind Vergleichsgrößen, keine Kräfte mit versteckter 564 00:24:16,272 --> 00:24:17,054 Newtoneinheit. 565 00:24:17,054 --> 00:24:20,762 Ausgefahrenes Fahrwerk vergrößert meist den Widerstand und kann zusätzliche 566 00:24:20,762 --> 00:24:21,899 Interferenzen erzeugen. 567 00:24:21,899 --> 00:24:24,934 Klappen verändern neben Widerstand auch Auftrieb und Moment. 568 00:24:24,934 --> 00:24:28,433 Eine neue Konfiguration wird deshalb nicht vollständig durch einen einzigen 569 00:24:28,433 --> 00:24:30,019 pauschalen Zusatzwert beschrieben. 570 00:24:30,019 --> 00:24:33,189 Das Leistungs- und Trimmverhalten kann sich gleichzeitig ändern. 571 00:24:33,189 --> 00:24:36,276 In Prüfungsmodellen werden diese Effekte gegebenenfalls getrennt 572 00:24:36,276 --> 00:24:39,846 vereinfacht, während reale Daten aus den freigegebenen Unterlagen stammen. 573 00:24:39,846 --> 00:24:43,865 Für eine klare Antwort benennen wir Flugzustand und Konfiguration, bevor wir 574 00:24:43,865 --> 00:24:44,976 die Polare verwenden. 575 00:24:44,976 --> 00:24:48,635 Das Modell erklärt, warum bei geringer Geschwindigkeit der induzierte Anteil 576 00:24:48,635 --> 00:24:51,765 und bei großer Geschwindigkeit häufig andere Beiträge dominieren. 577 00:24:51,765 --> 00:24:55,426 Es erklärt auch, warum eine Verkleidung oder Oberflächenverbesserung nicht 578 00:24:55,426 --> 00:24:57,356 jede Widerstandsart gleich beeinflusst. 579 00:24:57,356 --> 00:25:00,729 Der Nutzen einer Änderung wird am gesamten relevanten Flugbereich beurteilt 580 00:25:00,729 --> 00:25:03,382 und nicht nur an einem besonders günstigen Punkt der Kurve. 581 00:25:03,382 --> 00:25:06,426 Die Gleitzahl ist das Verhältnis von Auftrieb zu Widerstand. 582 00:25:06,426 --> 00:25:09,414 Im vereinfachten stationären Gleitflug ohne Schub entspricht dieses 583 00:25:09,414 --> 00:25:12,669 Verhältnis näherungsweise der horizontalen Strecke durch die Luft geteilt 584 00:25:12,669 --> 00:25:13,695 durch den Höhenverlust. 585 00:25:13,695 --> 00:25:17,111 Eine Gleitzahl von fünfzehn bedeutet im idealisierten Modell fünfzehn 586 00:25:17,111 --> 00:25:20,032 Einheiten horizontaler Luftstrecke je Einheit Höhenverlust. 587 00:25:20,032 --> 00:25:23,565 Die Größe sagt zunächst nichts über Zeitdauer oder Wind über Grund aus. 588 00:25:23,565 --> 00:25:26,960 Bei gleichbleibendem Gewicht und geeigneten stationären Bedingungen liefert 589 00:25:26,960 --> 00:25:30,038 das Maximum von Auftrieb zu Widerstand den kleinsten Gleitwinkel zur 590 00:25:30,038 --> 00:25:30,491 Luftmasse. 591 00:25:30,491 --> 00:25:33,791 Die zugehörige Geschwindigkeit liegt bei einem bestimmten optimalen 592 00:25:33,791 --> 00:25:34,628 Auftriebsbeiwert. 593 00:25:34,628 --> 00:25:38,141 Sie ist nicht automatisch dieselbe Geschwindigkeit wie diejenige kleinster 594 00:25:38,141 --> 00:25:38,568 Sinkrate. 595 00:25:38,568 --> 00:25:41,792 Für eine lange Aufenthaltszeit muss die Höhenverlustgeschwindigkeit 596 00:25:41,792 --> 00:25:42,658 betrachtet werden. 597 00:25:42,658 --> 00:25:45,581 Strecke und Zeit verlangen unterschiedliche Optimierungen. 598 00:25:45,581 --> 00:25:47,995 Wir rechnen ein fiktives Beispiel ohne Wind. 599 00:25:47,995 --> 00:25:51,472 Aus dreitausend Fuß nutzbarem Höhenverlust und einer Gleitzahl von zwölf 600 00:25:51,472 --> 00:25:54,224 entstehen sechsunddreißigtausend Fuß horizontale Strecke. 601 00:25:54,224 --> 00:25:57,619 Geteilt durch ungefähr sechstausendsechsundsiebzig Fuß je nautischer Meile 602 00:25:57,619 --> 00:25:59,776 sind das rund fünf Komma neun nautische Meilen. 603 00:25:59,776 --> 00:26:03,059 Dieser geometrische Wert berücksichtigt keine Kurven, Reaktion, 604 00:26:03,059 --> 00:26:06,394 Konfigurationswechsel oder Sicherheitsreserven und ersetzt keine 605 00:26:06,394 --> 00:26:08,322 tatsächliche Flugzeugleistungsangabe. 606 00:26:08,322 --> 00:26:11,961 Die Lernfrage lautet: Verdoppelt eine doppelt so große Masse bei identischer 607 00:26:11,961 --> 00:26:14,068 sauberer Polare automatisch den Gleitwinkel? 608 00:26:14,068 --> 00:26:14,875 Nein. 609 00:26:14,875 --> 00:26:18,454 Im idealisierten Modell bleibt die beste Gleitzahl bei demselben optimalen 610 00:26:18,454 --> 00:26:21,550 Beiwert ähnlich, während eine höhere Geschwindigkeit nötig wird. 611 00:26:21,550 --> 00:26:25,032 Die beste Gleitgeschwindigkeit wächst näherungsweise mit der Quadratwurzel 612 00:26:25,032 --> 00:26:25,502 der Masse. 613 00:26:25,502 --> 00:26:29,154 Reale Unterschiede durch Reynolds-, Trimm- oder andere Einflüsse können 614 00:26:29,154 --> 00:26:29,771 hinzukommen. 615 00:26:29,771 --> 00:26:33,381 Ein gleiches Winkelverhältnis bedeutet außerdem keine gleiche Sinkrate. 616 00:26:33,381 --> 00:26:36,874 Im einfachen Polarmodell liegen am Punkt geringsten Gesamtwiderstands Grund- 617 00:26:36,874 --> 00:26:39,723 und induzierter Anteil unter den passenden Annahmen gleichauf. 618 00:26:39,723 --> 00:26:43,421 Bei kleineren Geschwindigkeiten wächst der induzierte Beitrag, bei größeren 619 00:26:43,421 --> 00:26:45,442 der geschwindigkeitsbezogene Grundanteil. 620 00:26:45,442 --> 00:26:47,908 Die typische Kurve besitzt dadurch ein Minimum. 621 00:26:47,908 --> 00:26:51,407 Diese geometrische Eigenschaft ist nützlich, darf aber nicht ungeprüft in 622 00:26:51,407 --> 00:26:54,666 einen stark kompressiblen Bereich oder auf eine andere Konfiguration 623 00:26:54,666 --> 00:26:55,529 übertragen werden. 624 00:26:55,529 --> 00:26:58,884 Ein Gegenwind vermindert die Strecke über Grund, die während derselben 625 00:26:58,884 --> 00:27:00,035 Gleitzeit erreicht wird. 626 00:27:00,035 --> 00:27:01,664 Rückenwind vergrößert sie. 627 00:27:01,664 --> 00:27:04,666 Die optimale erdbezogene Strategie kann dadurch von der einfachen 628 00:27:04,666 --> 00:27:08,084 luftbezogenen Betrachtung abweichen und wird anhand zugelassener Verfahren 629 00:27:08,084 --> 00:27:09,377 und Leistungsdaten bestimmt. 630 00:27:09,377 --> 00:27:12,948 Die räumliche Szene zeigt nur das Kräfteverhältnis einer idealisierten 631 00:27:12,948 --> 00:27:13,458 Gleitbahn. 632 00:27:13,458 --> 00:27:16,868 Sie ist kein Planungswerkzeug für eine reale Außen- oder Notlandung. 633 00:27:16,868 --> 00:27:20,678 Das Lernziel bleibt die saubere Trennung von Winkel, Geschwindigkeit, 634 00:27:20,678 --> 00:27:21,617 Strecke und Zeit. 635 00:27:21,617 --> 00:27:25,122 Im stationären geradlinigen Horizontalflug muss der wirksame Schub den 636 00:27:25,122 --> 00:27:26,273 Widerstand ausgleichen. 637 00:27:26,273 --> 00:27:29,420 Die erforderliche Schubkurve kann deshalb aus dem Widerstandsverlauf 638 00:27:29,420 --> 00:27:30,253 verstanden werden. 639 00:27:30,253 --> 00:27:32,843 Leistung ist dagegen Kraft mal Geschwindigkeit. 640 00:27:32,843 --> 00:27:36,396 Die erforderliche Antriebsleistung für denselben idealisierten Flugzustand 641 00:27:36,396 --> 00:27:39,085 enthält somit einen zusätzlichen Geschwindigkeitsfaktor. 642 00:27:39,085 --> 00:27:42,251 Ein Punkt mit geringstem Widerstand ist nicht automatisch der Punkt mit 643 00:27:42,251 --> 00:27:43,811 geringster erforderlicher Leistung. 644 00:27:43,811 --> 00:27:46,685 Diese Unterscheidung erklärt unterschiedliche Optimierungen bei 645 00:27:46,685 --> 00:27:48,373 verschiedenen Antrieben und Aufgaben. 646 00:27:48,373 --> 00:27:52,003 Ein strahlgetriebenes Flugzeug wird häufig über Schubgrößen betrachtet, ein 647 00:27:52,003 --> 00:27:55,053 Propellerantrieb über Wellenleistung und Propellerwirkungsgrad. 648 00:27:55,053 --> 00:27:58,868 Der nutzbare Vortrieb entsteht aber jeweils erst durch den gesamten Antrieb. 649 00:27:58,868 --> 00:28:02,419 Spezifischer Verbrauch, Höhe und Wirkungsgrad beeinflussen die wirklichen 650 00:28:02,419 --> 00:28:04,512 Reichweiten- und Ausdauergeschwindigkeiten. 651 00:28:04,512 --> 00:28:07,893 Ein einziger Kurvenpunkt darf nicht pauschal für alle Flugzeugarten als 652 00:28:07,893 --> 00:28:10,037 wirtschaftlichster Zustand bezeichnet werden. 653 00:28:10,037 --> 00:28:13,605 Wir rechnen mit einem Widerstand von zehntausend Newton und hundert Metern 654 00:28:13,605 --> 00:28:14,184 pro Sekunde. 655 00:28:14,184 --> 00:28:17,946 Die erforderliche Vortriebsleistung beträgt eine Million Watt, also ein 656 00:28:17,946 --> 00:28:18,423 Megawatt. 657 00:28:18,423 --> 00:28:21,612 Bei achtzig Metern pro Sekunde und einem angenommenen Widerstand von 658 00:28:21,612 --> 00:28:24,333 elftausend Newton beträgt sie achthundertachtzig Kilowatt. 659 00:28:24,333 --> 00:28:27,927 Obwohl die erforderliche Kraft größer ist, ist die Leistung kleiner. 660 00:28:27,927 --> 00:28:31,053 Die gewählten Zahlen zeigen den Unterschied von Kraftminimum und 661 00:28:31,053 --> 00:28:31,884 Leistungsminimum. 662 00:28:31,884 --> 00:28:35,396 Die Lernfrage lautet: Wenn die Geschwindigkeit unter den Punkt kleinster 663 00:28:35,396 --> 00:28:38,811 erforderlicher Leistung fällt, spart weiteres Langsamerwerden zwingend 664 00:28:38,811 --> 00:28:39,641 Energie pro Zeit? 665 00:28:39,641 --> 00:28:40,448 Nein. 666 00:28:40,448 --> 00:28:44,030 Der induzierte Widerstand kann so stark zunehmen, dass die erforderliche 667 00:28:44,030 --> 00:28:45,175 Leistung wieder steigt. 668 00:28:45,175 --> 00:28:48,431 Der langsame Bereich der Leistungskurve wird deshalb häufig als Bereich 669 00:28:48,431 --> 00:28:51,550 umgekehrter Geschwindigkeitsstabilität im Sinne des Leistungsbedarfs 670 00:28:51,550 --> 00:28:51,917 erklärt. 671 00:28:51,917 --> 00:28:55,345 Die genaue dynamische Reaktion des Flugzeugs umfasst jedoch zusätzlich 672 00:28:55,345 --> 00:28:56,716 Trimmung und aktive Führung. 673 00:28:56,716 --> 00:29:00,155 Ein Propeller hat nicht unter allen Bedingungen denselben Wirkungsgrad. 674 00:29:00,155 --> 00:29:03,452 Die Wellenleistung muss deshalb durch eine passende Wirkungsgradbetrachtung 675 00:29:03,452 --> 00:29:05,782 mit der nutzbaren Vortriebsleistung verknüpft werden. 676 00:29:05,782 --> 00:29:09,206 Im Stillstand kann ein Propeller Schub erzeugen, obwohl das Produkt aus 677 00:29:09,206 --> 00:29:11,087 Fluggeschwindigkeit und Schub null ist. 678 00:29:11,087 --> 00:29:14,181 Daraus folgt nicht, dass seine Wellenleistung null wäre. 679 00:29:14,181 --> 00:29:17,251 Ein Teil der Energie steckt in der beschleunigten Luft und weiteren 680 00:29:17,251 --> 00:29:17,709 Verlusten. 681 00:29:17,709 --> 00:29:20,982 Für Prüfungsaufgaben werden verfügbare und erforderliche Größen auf 682 00:29:20,982 --> 00:29:22,497 derselben Grundlage verglichen. 683 00:29:22,497 --> 00:29:25,642 Verfügbare Wellenleistung darf nicht ungeprüft einer erforderlichen 684 00:29:25,642 --> 00:29:27,331 Schubkraft gegenübergestellt werden. 685 00:29:27,331 --> 00:29:30,633 Erst mit Geschwindigkeit und Wirkungsgrad entsteht ein konsistenter 686 00:29:30,633 --> 00:29:31,126 Vergleich. 687 00:29:31,126 --> 00:29:34,714 Die Einheit hilft: Newton ist Kraft, Watt ist Leistung. 688 00:29:34,714 --> 00:29:38,152 Wer diese einfache Dimensionsprüfung durchführt, erkennt viele falsche 689 00:29:38,152 --> 00:29:41,345 Kurveninterpretationen bereits, bevor eine komplexere Rechnung zu 690 00:29:41,345 --> 00:29:43,211 Steigleistung oder Reichweite beginnt. 691 00:29:43,211 --> 00:29:46,548 In Bodennähe kann sich die dreidimensionale Strömung eines tragenden Flügels 692 00:29:46,548 --> 00:29:48,963 nicht so entwickeln wie in großer Entfernung vom Boden. 693 00:29:48,963 --> 00:29:51,755 Das Wirbelsystem und das Abwindfeld verändern sich. 694 00:29:51,755 --> 00:29:55,427 Bei vergleichbarem Auftrieb kann dadurch der induzierte Widerstand abnehmen. 695 00:29:55,427 --> 00:29:58,308 Der zugehörige induzierte Anstellwinkel wird kleiner. 696 00:29:58,308 --> 00:30:01,671 Die Änderung ist besonders ausgeprägt, wenn der Flügel nur einen kleinen 697 00:30:01,671 --> 00:30:04,847 Bruchteil seiner Spannweite über einer geeigneten Oberfläche fliegt. 698 00:30:04,847 --> 00:30:08,458 Für denselben geometrischen Anstellwinkel kann der Auftrieb im Bodeneffekt 699 00:30:08,458 --> 00:30:09,043 größer sein. 700 00:30:09,043 --> 00:30:12,516 Für denselben benötigten Auftrieb kann dagegen ein anderer geometrischer 701 00:30:12,516 --> 00:30:13,384 Winkel ausreichen. 702 00:30:13,384 --> 00:30:17,281 Welche Größe bei einem Vergleich konstant gehalten wird, gehört daher zur 703 00:30:17,281 --> 00:30:17,708 Antwort. 704 00:30:17,708 --> 00:30:20,874 Ein pauschaler Satz wie Bodeneffekt macht immer mehr Auftrieb ist 705 00:30:20,874 --> 00:30:24,527 unvollständig, wenn der Pilot gleichzeitig Geschwindigkeit, Winkel und Höhe 706 00:30:24,527 --> 00:30:25,014 verändert. 707 00:30:25,014 --> 00:30:28,052 Auch Leitwerk und Druckmessung können durch die veränderte Umgebung 708 00:30:28,052 --> 00:30:28,913 beeinflusst werden. 709 00:30:28,913 --> 00:30:31,521 Wir betrachten einen fiktiven Widerstandsvergleich. 710 00:30:31,521 --> 00:30:34,950 Außerhalb des Bodeneffekts betrage der Grundwiderstand sechshundert Newton 711 00:30:34,950 --> 00:30:37,036 und der induzierte Anteil vierhundert Newton. 712 00:30:37,036 --> 00:30:40,817 Angenommen, nur der induzierte Anteil sinke nahe dem Boden um dreißig 713 00:30:40,817 --> 00:30:41,255 Prozent. 714 00:30:41,255 --> 00:30:44,030 Dreißig Prozent von vierhundert sind hundertzwanzig. 715 00:30:44,030 --> 00:30:47,996 Der Gesamtwiderstand sinkt von tausend auf achthundertachtzig Newton, also 716 00:30:47,996 --> 00:30:48,908 um zwölf Prozent. 717 00:30:48,908 --> 00:30:52,405 Dreißig Prozent weniger induzierter Widerstand bedeuten hier somit zwölf 718 00:30:52,405 --> 00:30:54,008 Prozent weniger Gesamtwiderstand. 719 00:30:54,008 --> 00:30:57,336 Beim Start kann ein Flugzeug innerhalb des Bodeneffekts einen Zustand 720 00:30:57,336 --> 00:31:00,182 erreichen, der außerhalb davon nicht dauerhaft haltbar ist. 721 00:31:00,182 --> 00:31:03,742 Verlässt es den Bereich, kann der Widerstand bei gleichem erforderlichem 722 00:31:03,742 --> 00:31:04,582 Auftrieb steigen. 723 00:31:04,582 --> 00:31:07,822 Die verfügbare Leistung muss diesen Übergang und den beabsichtigten 724 00:31:07,822 --> 00:31:08,887 Steigflug ermöglichen. 725 00:31:08,887 --> 00:31:12,357 Eine beobachtete kurze Bodenfreiheit allein zeigt keine ausreichende 726 00:31:12,357 --> 00:31:13,123 Energiereserve. 727 00:31:13,123 --> 00:31:16,757 Die tatsächliche Startführung und zulässige Masse folgen den Leistungsdaten 728 00:31:16,757 --> 00:31:17,339 des Musters. 729 00:31:17,339 --> 00:31:21,228 Die Lernfrage lautet: Ist Bodeneffekt bei zehn Metern Flügelhöhe für jedes 730 00:31:21,228 --> 00:31:22,384 Flugzeug gleich stark? 731 00:31:22,384 --> 00:31:23,192 Nein. 732 00:31:23,192 --> 00:31:26,674 Zehn Meter sind bei einer kleinen Spannweite ein anderes relatives Maß als 733 00:31:26,674 --> 00:31:28,039 bei einem sehr großen Flügel. 734 00:31:28,039 --> 00:31:31,565 Oberflächenform, Fluglage und Flügelgeometrie kommen hinzu. 735 00:31:31,565 --> 00:31:34,790 Eine dimensionslose Höhenangabe bezogen auf die Spannweite ist für 736 00:31:34,790 --> 00:31:38,015 Vergleiche deshalb sinnvoller als eine einzelne absolute Höhe ohne 737 00:31:38,015 --> 00:31:38,700 Flugzeugbezug. 738 00:31:38,700 --> 00:31:42,146 Bei einer Landung kann die Widerstandsänderung das Ausschweben beeinflussen. 739 00:31:42,146 --> 00:31:45,729 Überschüssige Geschwindigkeit trägt zusätzliche kinetische Energie in diesen 740 00:31:45,729 --> 00:31:46,200 Abschnitt. 741 00:31:46,200 --> 00:31:49,297 Weniger induzierter Widerstand kann deren Abbau verzögern. 742 00:31:49,297 --> 00:31:52,629 Aus der Erscheinung folgt aber kein allgemeiner Korrekturbefehl für das 743 00:31:52,629 --> 00:31:52,957 Steuer. 744 00:31:52,957 --> 00:31:56,256 Das Lernziel ist die Ursache der veränderten Flugzeugreaktion. 745 00:31:56,256 --> 00:31:59,401 Besonders niedrige Vorbeiflüge werden durch dieses Modell nicht zu einem 746 00:31:59,401 --> 00:32:01,498 Verfahren mit berechenbarer Sicherheitsgarantie. 747 00:32:01,498 --> 00:32:04,800 Der Bodeneffekt wirkt außerdem nicht wie ein festes Luftkissen mit einer 748 00:32:04,800 --> 00:32:05,718 scharfen Obergrenze. 749 00:32:05,718 --> 00:32:09,042 Seine Stärke verändert sich kontinuierlich mit Geometrie und Höhe. 750 00:32:09,042 --> 00:32:12,610 Diese Vorstellung verhindert, dass ein Pilot aus einem einzelnen Höhenwert 751 00:32:12,610 --> 00:32:14,683 einen plötzlichen Leistungssprung erwartet. 752 00:32:14,683 --> 00:32:17,994 Für Prüfungsaufgaben wird die gegebene Änderung gezielt auf den passenden 753 00:32:17,994 --> 00:32:21,306 Widerstandsanteil angewendet und anschließend wieder zum gesamten Kräfte- 754 00:32:21,306 --> 00:32:22,939 und Energiehaushalt zusammengesetzt. 755 00:32:22,939 --> 00:32:26,661 Hinterkantenklappen ermöglichen einem Flügel, bei Start und Landung andere 756 00:32:26,661 --> 00:32:28,773 Eigenschaften anzunehmen als im Reiseflug. 757 00:32:28,773 --> 00:32:31,525 Eine einfache Klappe erhöht beim Ausfahren die Wölbung. 758 00:32:31,525 --> 00:32:35,036 Eine Spreizklappe verändert vor allem die Unterseitenkontur und kann viel 759 00:32:35,036 --> 00:32:35,998 Widerstand erzeugen. 760 00:32:35,998 --> 00:32:39,503 Eine Fowlerklappe bewegt sich zusätzlich nach hinten und kann die wirksame 761 00:32:39,503 --> 00:32:40,355 Fläche vergrößern. 762 00:32:40,355 --> 00:32:43,731 Spaltklappen führen energiereiche Außenströmung in die Nähe der folgenden 763 00:32:43,731 --> 00:32:45,996 Oberfläche und beeinflussen dadurch die Ablösung. 764 00:32:45,996 --> 00:32:49,407 In einer Auftriebsbeiwertkurve kann das Ausfahren den Beiwert bei gleichem 765 00:32:49,407 --> 00:32:52,772 geometrischem Anstellwinkel erhöhen und den maximalen Beiwert vergrößern. 766 00:32:52,772 --> 00:32:56,329 Der kritische geometrische Anstellwinkel muss dabei nicht ebenfalls größer 767 00:32:56,329 --> 00:32:56,665 werden. 768 00:32:56,665 --> 00:32:59,641 Hinterkantenklappen können ihn je nach Auslegung vermindern. 769 00:32:59,641 --> 00:33:03,151 Die zwei Aussagen höherer maximaler Auftrieb und größerer kritischer Winkel 770 00:33:03,151 --> 00:33:05,117 dürfen deshalb nicht gleichgesetzt werden. 771 00:33:05,117 --> 00:33:08,168 Vorderkantensysteme wirken in diesem Punkt häufig anders. 772 00:33:08,168 --> 00:33:11,634 Wir rechnen mit unveränderter Masse, Dichte und Bezugsfläche. 773 00:33:11,634 --> 00:33:15,407 Der maximale Auftriebsbeiwert steige von eins Komma fünf auf zwei Komma 774 00:33:15,407 --> 00:33:15,673 vier. 775 00:33:15,673 --> 00:33:19,123 Das Verhältnis der zugehörigen Überziehgeschwindigkeiten ergibt sich aus der 776 00:33:19,123 --> 00:33:21,711 Wurzel von eins Komma fünf geteilt durch zwei Komma vier. 777 00:33:21,711 --> 00:33:25,594 Der Quotient beträgt null Komma sechs zwei fünf, seine Wurzel ungefähr null 778 00:33:25,594 --> 00:33:26,526 Komma sieben neun. 779 00:33:26,526 --> 00:33:30,162 Aus hundert Knoten würden im fiktiven Modell rund neunundsiebzig Knoten. 780 00:33:30,162 --> 00:33:33,750 Eine reale Vordefinition der Geschwindigkeit wird dadurch nicht ersetzt. 781 00:33:33,750 --> 00:33:36,134 Klappen verändern ebenfalls das Nickmoment. 782 00:33:36,134 --> 00:33:39,638 Bei einem konventionellen Flügel kann die zusätzliche Hinterkantenbelastung 783 00:33:39,638 --> 00:33:42,442 einen stärkeren kopflastigen Profilmomentenbeitrag erzeugen. 784 00:33:42,442 --> 00:33:45,354 Gleichzeitig verändert sich der Abwind am Höhenleitwerk. 785 00:33:45,354 --> 00:33:49,116 Antriebseinflüsse, Klappenmechanik und Flugsteuerung kommen hinzu. 786 00:33:49,116 --> 00:33:52,744 Die insgesamt beobachtete Nickreaktion ist deshalb musterspezifisch. 787 00:33:52,744 --> 00:33:55,810 Aus dem Moment eines isolierten Profils lässt sich kein universeller 788 00:33:55,810 --> 00:33:58,019 Handgriff für die vollständige Maschine ableiten. 789 00:33:58,019 --> 00:34:01,938 Die Lernfrage lautet: Verbessert die größte Klappenstellung zwangsläufig den 790 00:34:01,938 --> 00:34:02,814 Startsteigwinkel? 791 00:34:02,814 --> 00:34:03,622 Nein. 792 00:34:03,622 --> 00:34:06,616 Zusätzlicher Auftrieb kann die erforderliche Abhebegeschwindigkeit 793 00:34:06,616 --> 00:34:09,928 beeinflussen, während der steigende Widerstand die anschließende Leistung 794 00:34:09,928 --> 00:34:10,608 verschlechtert. 795 00:34:10,608 --> 00:34:13,462 Ein Startzustand muss mehrere Anforderungen erfüllen. 796 00:34:13,462 --> 00:34:16,536 Zugelassene Startstellungen und Tabellen berücksichtigen diesen 797 00:34:16,536 --> 00:34:17,171 Zusammenhang. 798 00:34:17,171 --> 00:34:20,192 Maximales Ausfahren ist keine allgemeine Optimierung aller 799 00:34:20,192 --> 00:34:21,130 Flugeigenschaften. 800 00:34:21,130 --> 00:34:24,908 Beim Einfahren kann der momentan verfügbare Beiwert bei unverändertem Winkel 801 00:34:24,908 --> 00:34:25,356 abnehmen. 802 00:34:25,356 --> 00:34:29,077 Das Flugzeug benötigt eine passende Kombination aus Geschwindigkeit, Lage 803 00:34:29,077 --> 00:34:32,339 und Energie, damit die gewünschte Flugbahn erhalten werden kann. 804 00:34:32,339 --> 00:34:35,402 Die Wirkung entwickelt sich während der Bewegung und hängt von ihrer 805 00:34:35,402 --> 00:34:36,077 Reihenfolge ab. 806 00:34:36,077 --> 00:34:39,490 Die Theorie erklärt somit, warum Konfigurationswechsel in festgelegte 807 00:34:39,490 --> 00:34:42,458 Geschwindigkeits- und Verfahrensbereiche eingebunden werden. 808 00:34:42,458 --> 00:34:45,695 Für eine Prüfungsrechnung muss geklärt werden, ob die Bezugsfläche der 809 00:34:45,695 --> 00:34:49,024 veröffentlichten Beiwerte trotz veränderter realer Flügelfläche konstant 810 00:34:49,024 --> 00:34:49,810 definiert bleibt. 811 00:34:49,810 --> 00:34:53,239 Eine Flächenvergrößerung darf nicht zweimal eingerechnet werden, einmal 812 00:34:53,239 --> 00:34:56,523 ausdrücklich und nochmals in einem bereits darauf bezogenen Beiwert. 813 00:34:56,523 --> 00:35:00,076 Die Definition der Daten ist wichtiger als ein nur scheinbar ausführlicher 814 00:35:00,076 --> 00:35:00,700 Formelansatz. 815 00:35:00,700 --> 00:35:03,819 Erst mit derselben Grundlage lassen sich saubere und ausgefahrene 816 00:35:03,819 --> 00:35:05,498 Konfiguration sinnvoll vergleichen. 817 00:35:05,498 --> 00:35:08,890 Vorderkantensysteme sollen dem Flügel im langsamen Flug einen geeigneten 818 00:35:08,890 --> 00:35:11,480 Druckverlauf und ein günstigeres Ablöseverhalten geben. 819 00:35:11,480 --> 00:35:14,583 Ein Vorflügel liegt vor der eigentlichen Flügelnase und bildet im 820 00:35:14,583 --> 00:35:16,492 ausgefahrenen Zustand meist einen Spalt. 821 00:35:16,492 --> 00:35:19,820 Dieser verändert das Zusammenspiel der Druckverteilungen und die Strömung 822 00:35:19,820 --> 00:35:20,777 über dem Hauptflügel. 823 00:35:20,777 --> 00:35:24,547 Die Erklärung Luft wird einfach zusätzlich auf die Oberseite gepresst greift 824 00:35:24,547 --> 00:35:24,944 zu kurz. 825 00:35:24,944 --> 00:35:27,893 Entscheidend ist die gesamte Wechselwirkung der Strömungsfelder. 826 00:35:27,893 --> 00:35:31,542 Ein wirksames Vorderkantensystem kann das Erreichen großer Anstellwinkel 827 00:35:31,542 --> 00:35:34,330 ermöglichen, bevor eine großflächige Ablösung entsteht. 828 00:35:34,330 --> 00:35:37,511 Dadurch steigen häufig kritischer Anstellwinkel und maximaler 829 00:35:37,511 --> 00:35:38,398 Auftriebsbeiwert. 830 00:35:38,398 --> 00:35:41,820 Ein fest eingebauter Schlitz besitzt andere betriebliche Eigenschaften als 831 00:35:41,820 --> 00:35:43,022 ein beweglicher Vorflügel. 832 00:35:43,022 --> 00:35:46,453 Nasenklappen und Krügerklappen verändern die Vorderkantengeometrie auf 833 00:35:46,453 --> 00:35:47,090 andere Weise. 834 00:35:47,090 --> 00:35:51,369 Die Bauart bestimmt, welche Wölbung, Rundung und Spaltwirkung im jeweiligen 835 00:35:51,369 --> 00:35:52,339 Zustand entsteht. 836 00:35:52,339 --> 00:35:55,761 Die Kombination aus Vorder- und Hinterkantensystemen wird gemeinsam 837 00:35:55,761 --> 00:35:56,272 ausgelegt. 838 00:35:56,272 --> 00:35:59,612 Die Hinterkante liefert mehr Wölbung und gegebenenfalls Fläche; die 839 00:35:59,612 --> 00:36:02,304 Vorderkante unterstützt ein passendes Ablöseverhalten. 840 00:36:02,304 --> 00:36:05,668 Aus zwei Einzelverbesserungen entsteht jedoch keine einfach addierbare 841 00:36:05,668 --> 00:36:06,437 Prozentrechnung. 842 00:36:06,437 --> 00:36:10,390 Druckverteilung, Abwind und Lastverteilung beeinflussen sich gegenseitig. 843 00:36:10,390 --> 00:36:13,781 Die veröffentlichten Konfigurationsdaten beziehen sich auf die tatsächlich 844 00:36:13,781 --> 00:36:16,392 untersuchte Kombination und ihre vorgesehenen Stellungen. 845 00:36:16,392 --> 00:36:19,903 Die Lernfrage lautet: Wenn ein Vorflügel den kritischen Anstellwinkel 846 00:36:19,903 --> 00:36:22,905 erhöht, muss er im Reiseflug dauerhaft ausgefahren bleiben? 847 00:36:22,905 --> 00:36:23,713 Nein. 848 00:36:23,713 --> 00:36:27,241 Zusätzliche Oberfläche, Spalte und geänderte Form können den Widerstand 849 00:36:27,241 --> 00:36:29,923 erhöhen und den Hochgeschwindigkeitsbereich begrenzen. 850 00:36:29,923 --> 00:36:33,254 Die ausgefahrene Geometrie ist für andere Aufgaben vorgesehen. 851 00:36:33,254 --> 00:36:36,411 Ein variabler Flügel vermittelt gerade zwischen günstigen langsamen 852 00:36:36,411 --> 00:36:39,378 Eigenschaften und einer geeigneten sauberen Reisekonfiguration. 853 00:36:39,378 --> 00:36:41,933 Wir betrachten ein fiktives Auftriebsdiagramm. 854 00:36:41,933 --> 00:36:45,560 Der saubere Flügel erreicht seinen maximalen Beiwert bei vierzehn Grad. 855 00:36:45,560 --> 00:36:49,374 Mit einem passenden Vorderkantensystem liegt das Maximum bei zwanzig Grad. 856 00:36:49,374 --> 00:36:51,334 Die Differenz beträgt sechs Grad. 857 00:36:51,334 --> 00:36:54,999 Daraus folgt keine sechs Grad größere zulässige Nicklage gegenüber dem 858 00:36:54,999 --> 00:36:55,471 Horizont. 859 00:36:55,471 --> 00:36:59,071 Der relevante Winkel bleibt der Winkel zur örtlichen relativen Anströmung. 860 00:36:59,071 --> 00:37:02,610 Die Zahlen erklären die Kurve und benennen keine realen Einsatzgrenzen. 861 00:37:02,610 --> 00:37:05,921 Weitere Verfahren beeinflussen die Grenzschicht durch Absaugung oder 862 00:37:05,921 --> 00:37:06,408 Ausblasen. 863 00:37:06,408 --> 00:37:10,366 Absaugung kann schwache wandnahe Luft entfernen; Ausblasen kann zusätzlichen 864 00:37:10,366 --> 00:37:11,200 Impuls zuführen. 865 00:37:11,200 --> 00:37:14,676 Beide benötigen technische Einrichtungen und können vom Energieangebot 866 00:37:14,676 --> 00:37:15,123 abhängen. 867 00:37:15,123 --> 00:37:18,240 Auch kleine Wirbelgeneratoren transportieren durch gezielte Wirbel 868 00:37:18,240 --> 00:37:20,223 energiereichere Luft in wandnahe Bereiche. 869 00:37:20,223 --> 00:37:22,432 Sie erzeugen dafür selbst Widerstand. 870 00:37:22,432 --> 00:37:25,847 Ein örtlicher Gewinn muss gegen die Wirkung am gesamten Flugzeug beurteilt 871 00:37:25,847 --> 00:37:26,170 werden. 872 00:37:26,170 --> 00:37:29,574 Bei ungleichen Stellungen beider Flügelhälften können große Unterschiede in 873 00:37:29,574 --> 00:37:31,117 Auftrieb und Widerstand entstehen. 874 00:37:31,117 --> 00:37:34,522 Überwachung und Begrenzung der Systeme haben deshalb aerodynamische 875 00:37:34,522 --> 00:37:35,030 Bedeutung. 876 00:37:35,030 --> 00:37:38,597 Die konkrete Reaktion auf eine Fehlfunktion wird durch Musterunterlagen 877 00:37:38,597 --> 00:37:39,049 bestimmt. 878 00:37:39,049 --> 00:37:42,229 Für das Fach Grundlagen des Fliegens genügt die begründete Kette: 879 00:37:42,229 --> 00:37:45,654 asymmetrische Geometrie verändert die Druckverteilung, diese verändert 880 00:37:45,654 --> 00:37:49,080 Kräfte und Momente, und deren Auswirkungen hängen von Geschwindigkeit, 881 00:37:49,080 --> 00:37:51,184 Belastung und verfügbarer Steuerwirkung ab. 882 00:37:51,184 --> 00:37:54,628 Spoiler sind Flächen, die aus einer Tragflächenoberseite herausgestellt 883 00:37:54,628 --> 00:37:56,811 werden und die dortige Strömung beeinflussen. 884 00:37:56,811 --> 00:38:00,382 Sie können einen Teil des Auftriebs vermindern und zusätzlichen Widerstand 885 00:38:00,382 --> 00:38:00,816 erzeugen. 886 00:38:00,816 --> 00:38:04,111 Beim symmetrischen Einsatz können sie den Energieabbau unterstützen. 887 00:38:04,111 --> 00:38:07,197 Beim asymmetrischen Einsatz unterstützen geeignete Systeme die 888 00:38:07,197 --> 00:38:07,893 Rollsteuerung. 889 00:38:07,893 --> 00:38:11,265 Auf dem Boden kann eine dafür vorgesehene Stellung den Flügel entlasten und 890 00:38:11,265 --> 00:38:13,827 damit die auf den Rädern wirkende Normalkraft vergrößern. 891 00:38:13,827 --> 00:38:17,022 Der Begriff Luftbremse bezeichnet allgemeiner eine Einrichtung zur 892 00:38:17,022 --> 00:38:17,990 Widerstandserhöhung. 893 00:38:17,990 --> 00:38:21,501 Nicht jede Luftbremse muss am Flügel Auftrieb in gleichem Maß vernichten. 894 00:38:21,501 --> 00:38:24,973 Ein am Rumpf angebrachtes System kann andere Kraft- und Momentenwirkungen 895 00:38:24,973 --> 00:38:26,447 besitzen als eine Flügelklappe. 896 00:38:26,447 --> 00:38:29,729 Die Funktion wird deshalb über die reale Konstruktion erklärt. 897 00:38:29,729 --> 00:38:33,180 Ähnliche Bedienbegriffe im Cockpit beweisen keine identische aerodynamische 898 00:38:33,180 --> 00:38:35,481 Wirkung an zwei unterschiedlichen Flugzeugmustern. 899 00:38:35,481 --> 00:38:38,968 Im Flug kann ein Flugsteuerungssystem einen Teil der Auftriebsänderung durch 900 00:38:38,968 --> 00:38:41,125 andere Flächen oder Führungsgrößen ausgleichen. 901 00:38:41,125 --> 00:38:44,752 Dann beobachtet man möglicherweise vor allem eine stärkere Verzögerung oder 902 00:38:44,752 --> 00:38:45,864 einen anderen Sinkpfad. 903 00:38:45,864 --> 00:38:48,879 Ohne solchen Ausgleich würde die veränderte Kraftsumme eine andere 904 00:38:48,879 --> 00:38:49,975 Beschleunigung erzeugen. 905 00:38:49,975 --> 00:38:53,483 Das Flugzeug selbst kennt keinen Wunsch des Piloten nach ausschließlich mehr 906 00:38:53,483 --> 00:38:53,990 Widerstand. 907 00:38:53,990 --> 00:38:57,358 Die tatsächlich entstehenden Kräfte bestimmen gemeinsam mit den Regelungen 908 00:38:57,358 --> 00:38:57,949 die Bewegung. 909 00:38:57,949 --> 00:39:00,487 Wir rechnen einen fiktiven horizontalen Fall. 910 00:39:00,487 --> 00:39:02,953 Die Masse betrage zwanzigtausend Kilogramm. 911 00:39:02,953 --> 00:39:05,928 Der bisherige Schub sei gleich dem bisherigen Widerstand. 912 00:39:05,928 --> 00:39:09,489 Eine symmetrische Stellung vergrößere den Widerstand um viertausend Newton, 913 00:39:09,489 --> 00:39:12,338 während andere Einflüsse für den Moment ausgeglichen werden. 914 00:39:12,338 --> 00:39:16,179 Die Verzögerung beträgt viertausend geteilt durch zwanzigtausend, also null 915 00:39:16,179 --> 00:39:18,022 Komma zwei Meter pro Quadratsekunde. 916 00:39:18,022 --> 00:39:21,609 Über zehn Sekunden wären das im konstant angenommenen Modell zwei Meter pro 917 00:39:21,609 --> 00:39:23,139 Sekunde Geschwindigkeitsabnahme. 918 00:39:23,139 --> 00:39:26,854 Die Lernfrage lautet: Ist eine solche Verzögerung während des gesamten 919 00:39:26,854 --> 00:39:27,862 Sinkflugs konstant? 920 00:39:27,862 --> 00:39:28,670 Nein. 921 00:39:28,670 --> 00:39:32,777 Widerstand verändert sich mit Geschwindigkeit, Beiwerten und Konfiguration. 922 00:39:32,777 --> 00:39:36,164 Gleichzeitig liefert die Gewichtskomponente entlang einer geneigten Bahn 923 00:39:36,164 --> 00:39:36,822 einen Beitrag. 924 00:39:36,822 --> 00:39:39,443 Schub kann sich ändern und Regelungen greifen ein. 925 00:39:39,443 --> 00:39:42,769 Die kleine Rechnung isoliert genau einen Augenblick und zeigt, wie eine 926 00:39:42,769 --> 00:39:45,392 zusätzliche Kraft in eine Beschleunigung übersetzt wird. 927 00:39:45,392 --> 00:39:49,016 Beim Ein- oder Ausfahren ändern sich häufig mehrere Größen gleichzeitig. 928 00:39:49,016 --> 00:39:52,418 Ein Rollspoiler reduziert beispielsweise den Auftrieb auf einer Seite und 929 00:39:52,418 --> 00:39:54,189 kann zugleich ein Giermoment erzeugen. 930 00:39:54,189 --> 00:39:57,810 Geschwindigkeit und Lastvielfaches beeinflussen die Größe der Reaktion. 931 00:39:57,810 --> 00:40:01,578 Grenzen für die Nutzung können aus Struktur, Buffet, Steuerwirkung oder 932 00:40:01,578 --> 00:40:02,957 Systemauslegung entstehen. 933 00:40:02,957 --> 00:40:06,059 Ihre Zahlenwerte gehören zu den jeweiligen zugelassenen Unterlagen und 934 00:40:06,059 --> 00:40:08,496 werden nicht aus einer generischen Zeichnung geschätzt. 935 00:40:08,496 --> 00:40:11,559 Für Aufgaben zu Konfigurationsübergängen wird zunächst der Zustand 936 00:40:11,559 --> 00:40:13,462 unmittelbar vor der Bewegung beschrieben. 937 00:40:13,462 --> 00:40:16,968 Danach folgen die direkt verursachten Kraft- und Momentenänderungen und erst 938 00:40:16,968 --> 00:40:18,767 anschließend die neue Flugzeugbewegung. 939 00:40:18,767 --> 00:40:22,440 Diese zeitliche Reihenfolge verhindert einen häufigen Denkfehler: Ein später 940 00:40:22,440 --> 00:40:25,920 wieder ausgeglichenes Flugzeug beweist nicht, dass während des Übergangs 941 00:40:25,920 --> 00:40:27,322 keine Kräfteänderung auftrat. 942 00:40:27,322 --> 00:40:30,552 Das erneute Gleichgewicht kann gerade durch eine veränderte Lage, 943 00:40:30,552 --> 00:40:33,186 Geschwindigkeit oder aktive Regelung entstanden sein. 944 00:40:33,186 --> 00:40:36,455 Ein überzogener Flügel hat den für seinen aktuellen Zustand maßgeblichen 945 00:40:36,455 --> 00:40:39,179 kritischen Anstellwinkelbereich erreicht oder überschritten. 946 00:40:39,179 --> 00:40:42,611 Das ist keine ausschließlich an eine einzige angezeigte Geschwindigkeit 947 00:40:42,611 --> 00:40:43,675 gebundene Eigenschaft. 948 00:40:43,675 --> 00:40:48,149 Geschwindigkeit, Last und Konfiguration bestimmen, welcher Beiwert benötigt 949 00:40:48,149 --> 00:40:48,447 wird. 950 00:40:48,447 --> 00:40:51,986 Ein Flugzeug kann bei hoher Geschwindigkeit überziehen, wenn eine große 951 00:40:51,986 --> 00:40:52,982 Kraft verlangt wird. 952 00:40:52,982 --> 00:40:56,531 Es kann ebenso bei stark reduzierter Belastung vorübergehend einen anderen 953 00:40:56,531 --> 00:41:00,080 Geschwindigkeitszustand besitzen, ohne dieselbe Auftriebskraft erzeugen zu 954 00:41:00,080 --> 00:41:00,416 müssen. 955 00:41:00,416 --> 00:41:03,931 Die Ablösung beginnt bei einem realen Flügel häufig nicht an jeder Stelle 956 00:41:03,931 --> 00:41:04,557 gleichzeitig. 957 00:41:04,557 --> 00:41:09,103 Grundriss, Profile, Schränkung, Vorderkante und lokale Strömung beeinflussen 958 00:41:09,103 --> 00:41:10,060 die Reihenfolge. 959 00:41:10,060 --> 00:41:13,386 Ein Beginn weiter innen kann die äußeren Bereiche und damit die Querruder 960 00:41:13,386 --> 00:41:15,026 zunächst günstiger anströmen lassen. 961 00:41:15,026 --> 00:41:17,904 Eine frühe Außenflügelablösung kann dagegen Rollsteuerung und 962 00:41:17,904 --> 00:41:19,933 Momentenverhalten erheblich verschlechtern. 963 00:41:19,933 --> 00:41:23,271 Aus der sichtbaren Flügelform allein lässt sich das tatsächliche Verhalten 964 00:41:23,271 --> 00:41:24,534 nicht vollständig bestimmen. 965 00:41:24,534 --> 00:41:27,937 Ein schiebender oder rollender Zustand verändert die Anströmung links und 966 00:41:27,937 --> 00:41:28,264 rechts. 967 00:41:28,264 --> 00:41:31,726 Während einer Rollbewegung besitzt die lokale Flügelgeschwindigkeit eine 968 00:41:31,726 --> 00:41:33,313 zusätzliche vertikale Komponente. 969 00:41:33,313 --> 00:41:36,692 Beim nach unten bewegten Flügel kann dadurch der lokale Anstellwinkel 970 00:41:36,692 --> 00:41:38,650 steigen, beim nach oben bewegten sinken. 971 00:41:38,650 --> 00:41:42,102 In anliegender Strömung wirkt dieser Unterschied gewöhnlich der Rollbewegung 972 00:41:42,102 --> 00:41:42,511 entgegen. 973 00:41:42,511 --> 00:41:46,107 Im abgelösten Bereich können diese Zusammenhänge ungünstig verändert werden 974 00:41:46,107 --> 00:41:47,737 und eine Autorotation begünstigen. 975 00:41:47,737 --> 00:41:51,357 Beim Trudeln besteht ein überzogener autorotierender Zustand mit gekoppelten 976 00:41:51,357 --> 00:41:52,453 Roll- und Gieranteilen. 977 00:41:52,453 --> 00:41:55,709 Die Flügelhälften können unterschiedliche Ablösung und Widerstände 978 00:41:55,709 --> 00:41:56,202 aufweisen. 979 00:41:56,202 --> 00:41:59,172 Ein Trudeln kann sich von einer anfänglichen Entwicklung zu einem 980 00:41:59,172 --> 00:42:00,589 ausgeprägten Zustand verändern. 981 00:42:00,589 --> 00:42:03,522 Schwerpunkt und Massenverteilung beeinflussen den Verlauf. 982 00:42:03,522 --> 00:42:06,997 Es wird deshalb weder mit jeder abwärts gerichteten Kurve gleichgesetzt noch 983 00:42:06,997 --> 00:42:09,147 allein an einer niedrigen Fahrtanzeige erkannt. 984 00:42:09,147 --> 00:42:12,629 Die Abgrenzung zur anliegend umströmten Steilspirale ist wesentlich; eine 985 00:42:12,629 --> 00:42:16,207 zulässige Trudelausbildung oder ein Wiederherstellungsverfahren wird daraus 986 00:42:16,207 --> 00:42:17,018 nicht abgeleitet. 987 00:42:17,018 --> 00:42:21,039 Die Lernfrage lautet: Beweist eine ungefähr waagerechte Nase, dass keine 988 00:42:21,039 --> 00:42:22,323 Überziehgefahr besteht? 989 00:42:22,323 --> 00:42:23,131 Nein. 990 00:42:23,131 --> 00:42:25,771 Nicklage ist eine Orientierung zum Horizont. 991 00:42:25,771 --> 00:42:29,260 Der entscheidende Winkel wird gegenüber der relativen Anströmung gemessen. 992 00:42:29,260 --> 00:42:32,751 Ein steiler Sinkflug, eine Böe oder eine hohe Bahnbeschleunigung kann bei 993 00:42:32,751 --> 00:42:36,050 einem unscheinbaren Horizontbild einen großen Anstellwinkel erzeugen. 994 00:42:36,050 --> 00:42:39,564 Die Beurteilung benötigt daher mehr Informationen als die Silhouette der 995 00:42:39,564 --> 00:42:39,808 Nase. 996 00:42:39,808 --> 00:42:41,942 Wir rechnen den Zusammenhang mit einer fiktiven 997 00:42:41,942 --> 00:42:45,257 Bezugsüberziehgeschwindigkeit von achtzig Knoten bei einem Lastvielfachen 998 00:42:45,257 --> 00:42:45,666 von eins. 999 00:42:45,666 --> 00:42:49,074 Bei unveränderter Konfiguration und einem Lastvielfachen von zwei steigt die 1000 00:42:49,074 --> 00:42:52,392 entsprechende Geschwindigkeit im einfachen Modell mit der Wurzel aus zwei. 1001 00:42:52,392 --> 00:42:55,900 Achtzig mal eins Komma vier eins vier sind etwa hundertdreizehn Knoten. 1002 00:42:55,900 --> 00:42:59,374 Das Flugzeug kann also bei deutlich mehr als achtzig Knoten denselben 1003 00:42:59,374 --> 00:43:01,287 maximal verfügbaren Beiwert benötigen. 1004 00:43:01,287 --> 00:43:05,616 Buffet, Warnsysteme, Steuerkräfte und Lageänderungen können einen kritischen 1005 00:43:05,616 --> 00:43:06,698 Zustand ankündigen. 1006 00:43:06,698 --> 00:43:09,364 Die Ausprägung und Reihenfolge unterscheiden sich. 1007 00:43:09,364 --> 00:43:12,256 Ein stick shaker erzeugt eine künstliche Warnung, während ein 1008 00:43:12,256 --> 00:43:15,528 aerodynamisches Schütteln durch unstationäre Strömung entstehen kann. 1009 00:43:15,528 --> 00:43:18,493 Fehlendes deutliches Schütteln beweist keine sichere Reserve. 1010 00:43:18,493 --> 00:43:21,569 Warn- und Schutzfunktionen werden nur innerhalb ihrer tatsächlichen 1011 00:43:21,569 --> 00:43:23,956 Bedingungen und verfügbaren Betriebsarten beurteilt. 1012 00:43:23,956 --> 00:43:27,206 Die technische Erklärung unterstützt die Ausbildung zur Erkennung und 1013 00:43:27,206 --> 00:43:27,724 Vermeidung. 1014 00:43:27,724 --> 00:43:31,201 Sie liefert hier keine allgemeingültige Folge von Ruderausschlägen für einen 1015 00:43:31,201 --> 00:43:32,710 Strömungsabriss oder ein Trudeln. 1016 00:43:32,710 --> 00:43:36,449 Zulässige Manöver und Verfahren hängen vom Muster und seinem Zustand ab. 1017 00:43:36,449 --> 00:43:39,803 Als physikalische Kernaussage bleibt: Zusätzlicher geforderter Auftrieb 1018 00:43:39,803 --> 00:43:43,392 allein kann eine bereits abgelöste Strömung nicht beliebig wiederherstellen. 1019 00:43:43,392 --> 00:43:47,027 Anstellwinkel, Energie und verfügbare Steuerwirkung müssen im passenden 1020 00:43:47,027 --> 00:43:48,921 Ausbildungskontext verstanden werden. 1021 00:43:48,921 --> 00:43:52,224 Eine aerodynamische Kontur ist empfindlich gegenüber Veränderungen an 1022 00:43:52,224 --> 00:43:53,325 entscheidenden Stellen. 1023 00:43:53,325 --> 00:43:57,032 Eis, Frost oder andere Ablagerungen verändern nicht nur die Masse. 1024 00:43:57,032 --> 00:44:00,784 Sie können Profilform, Rauigkeit und Druckverteilung beeinflussen. 1025 00:44:00,784 --> 00:44:04,216 Eine kleine Störung an der Vorderkante kann die Grenzschicht früh umschlagen 1026 00:44:04,216 --> 00:44:05,119 oder ablösen lassen. 1027 00:44:05,119 --> 00:44:08,129 Der sichtbare Flächenanteil der Verunreinigung ist deshalb kein 1028 00:44:08,129 --> 00:44:11,282 zuverlässiges Maß ihres Einflusses auf Auftrieb und Steuerbarkeit. 1029 00:44:11,282 --> 00:44:14,775 Der maximale Auftriebsbeiwert kann sinken, der kritische Anstellwinkel 1030 00:44:14,775 --> 00:44:16,870 kleiner werden und der Widerstand steigen. 1031 00:44:16,870 --> 00:44:20,059 Auch das Nickmoment und die Anströmung von Steuerflächen können sich 1032 00:44:20,059 --> 00:44:20,527 verändern. 1033 00:44:20,527 --> 00:44:23,926 Ein bekannter sauberer Geschwindigkeitswert bietet dann nicht automatisch 1034 00:44:23,926 --> 00:44:24,717 dieselbe Reserve. 1035 00:44:24,717 --> 00:44:28,153 Wenn ein Warnsystem von einer sauberen aerodynamischen Beziehung ausgeht, 1036 00:44:28,153 --> 00:44:31,494 kann außerdem die Zuordnung zwischen Warnung und tatsächlicher Ablösung 1037 00:44:31,494 --> 00:44:32,529 beeinträchtigt werden. 1038 00:44:32,529 --> 00:44:35,219 Die konkrete Systemauslegung bleibt entscheidend. 1039 00:44:35,219 --> 00:44:38,753 Wir rechnen eine rein fiktive Wirkung bei unveränderter Masse und Dichte. 1040 00:44:38,753 --> 00:44:41,868 Der maximale Beiwert sinke von eins Komma sechs auf eins. 1041 00:44:41,868 --> 00:44:45,296 Die entsprechende Überziehgeschwindigkeit steigt mit der Wurzel aus eins 1042 00:44:45,296 --> 00:44:48,535 Komma sechs, also ungefähr um den Faktor eins Komma zwei sechs fünf. 1043 00:44:48,535 --> 00:44:51,933 Aus hundert Knoten werden in diesem Modell rund hundertsechsundzwanzig 1044 00:44:51,933 --> 00:44:52,273 Knoten. 1045 00:44:52,273 --> 00:44:55,708 Die Zahlen sind keine Vorhersage für eine bestimmte Eisansammlung; sie 1046 00:44:55,708 --> 00:44:58,996 zeigen die Empfindlichkeit gegenüber verlorenem maximalem Auftrieb. 1047 00:44:58,996 --> 00:45:02,093 Die Lernfrage lautet: Kann mehr Schub die ursprüngliche saubere 1048 00:45:02,093 --> 00:45:03,666 Auftriebskurve wiederherstellen? 1049 00:45:03,666 --> 00:45:04,474 Nein. 1050 00:45:04,474 --> 00:45:08,176 Schub beeinflusst den Energiehaushalt und bei manchen Flugzeugen die lokale 1051 00:45:08,176 --> 00:45:08,720 Anströmung. 1052 00:45:08,720 --> 00:45:11,972 Er entfernt aber nicht automatisch die veränderte Kontur oder stellt den 1053 00:45:11,972 --> 00:45:13,689 früheren kritischen Winkel wieder her. 1054 00:45:13,689 --> 00:45:17,162 Eine ausreichend hohe verfügbare Antriebsleistung beweist deshalb keine 1055 00:45:17,162 --> 00:45:19,217 unveränderte Steuer- oder Überziehreserve. 1056 00:45:19,217 --> 00:45:22,505 Leistungs- und Auftriebsfragen müssen nebeneinander geprüft werden. 1057 00:45:22,505 --> 00:45:26,161 Ein vereistes Höhenleitwerk kann ebenfalls andere Eigenschaften besitzen als 1058 00:45:26,161 --> 00:45:27,363 ein sauberer Hauptflügel. 1059 00:45:27,363 --> 00:45:30,876 Seine lokale Anströmung enthält den Abwind des Flügels und verändert sich 1060 00:45:30,876 --> 00:45:31,935 bei Klappenbewegungen. 1061 00:45:31,935 --> 00:45:35,301 Damit können sich aerodynamische Wechselwirkungen ergeben, die aus der 1062 00:45:35,301 --> 00:45:37,417 isolierten Flügelkurve nicht erkennbar sind. 1063 00:45:37,417 --> 00:45:40,280 Die richtige Einordnung eines konkreten Anzeichens gehört zur 1064 00:45:40,280 --> 00:45:43,564 musterspezifischen Ausbildung und zu den dafür vorgesehenen Verfahren. 1065 00:45:43,564 --> 00:45:47,235 Wasser oder Rauigkeit können außerdem an empfindlichen laminaren Oberflächen 1066 00:45:47,235 --> 00:45:48,346 den Umschlag verändern. 1067 00:45:48,346 --> 00:45:51,440 Nicht jede Verschmutzung führt zu derselben Art von Ablösung. 1068 00:45:51,440 --> 00:45:55,647 Entscheidend sind Ort, Form, Reynolds- und Machzahl sowie Konfiguration. 1069 00:45:55,647 --> 00:45:58,929 Die Theorie begründet deshalb die Anforderungen an den freigegebenen 1070 00:45:58,929 --> 00:45:59,846 Oberflächenzustand. 1071 00:45:59,846 --> 00:46:03,243 Sie rechtfertigt keine selbst erfundene Toleranz, weil eine Ablagerung 1072 00:46:03,243 --> 00:46:06,882 gering erscheint oder ein anderer Flugzeugtyp damit scheinbar geflogen ist. 1073 00:46:06,882 --> 00:46:10,096 Für Prüfungsaufgaben werden die geänderten Parameter ausdrücklich 1074 00:46:10,096 --> 00:46:10,641 übernommen. 1075 00:46:10,641 --> 00:46:13,970 Wird ein kleinerer maximaler Beiwert vorgegeben, muss dieser statt des 1076 00:46:13,970 --> 00:46:16,396 sauberen Wertes in die Gleichung eingesetzt werden. 1077 00:46:16,396 --> 00:46:19,923 Kommen höherer Widerstand und geänderte Momente hinzu, genügt eine einzige 1078 00:46:19,923 --> 00:46:23,306 Geschwindigkeitskorrektur nicht zur Beschreibung des gesamten Zustands. 1079 00:46:23,306 --> 00:46:27,305 Eine vollständige Erklärung benennt jeweils die verlorene Reserve: Auftrieb, 1080 00:46:27,305 --> 00:46:30,830 Leistung, Steuerwirkung oder eine Kombination dieser Eigenschaften. 1081 00:46:30,830 --> 00:46:34,250 Ein getrimmtes Flugzeug befindet sich hinsichtlich der betrachteten Achse im 1082 00:46:34,250 --> 00:46:35,240 Momentengleichgewicht. 1083 00:46:35,240 --> 00:46:38,631 Wird sein Anstellwinkel geringfügig erhöht, interessiert bei statischer 1084 00:46:38,631 --> 00:46:41,545 Längsstabilität die zunächst entstehende Nickmomententendenz. 1085 00:46:41,545 --> 00:46:44,896 Bei einem statisch stabilen Zustand wirkt sie der Anstellwinkelstörung 1086 00:46:44,896 --> 00:46:45,327 entgegen. 1087 00:46:45,327 --> 00:46:48,303 Bei einem statisch instabilen Zustand verstärkt sie diese. 1088 00:46:48,303 --> 00:46:51,769 Neutral bedeutet, dass für die betrachtete kleine Änderung zunächst keine 1089 00:46:51,769 --> 00:46:54,286 entsprechende rückführende Momentenänderung entsteht. 1090 00:46:54,286 --> 00:46:57,614 Diese Definition beschreibt keine vollständige spätere Flugbahn. 1091 00:46:57,614 --> 00:47:01,320 Sie betrachtet zunächst eine lokale Eigenschaft um einen bestimmten Zustand. 1092 00:47:01,320 --> 00:47:04,777 Das Vorzeichen der Steigung des Nickmomentenbeiwerts über dem Anstellwinkel 1093 00:47:04,777 --> 00:47:07,358 kennzeichnet die Beziehung im üblichen Vorzeichensystem. 1094 00:47:07,358 --> 00:47:10,643 Eine negative Steigung bedeutet dann statische Längsstabilität. 1095 00:47:10,643 --> 00:47:14,154 Die Nulllage der Momentenkurve bestimmt die Trimmung, ihre Steigung die 1096 00:47:14,154 --> 00:47:14,697 Stabilität. 1097 00:47:14,697 --> 00:47:18,065 Ein Flugzeug kann somit getrimmt und dennoch statisch instabil sein. 1098 00:47:18,065 --> 00:47:21,791 Der Neutralpunkt bezeichnet die Schwerpunktlage, bei der die betrachtete 1099 00:47:21,791 --> 00:47:23,705 Anstellwinkelstabilität neutral wird. 1100 00:47:23,705 --> 00:47:27,889 Liegt der Schwerpunkt davor, ist die statische Marge bei üblicher Definition 1101 00:47:27,889 --> 00:47:28,330 positiv. 1102 00:47:28,330 --> 00:47:30,996 Eine Verlagerung nach hinten vermindert diese Marge. 1103 00:47:30,996 --> 00:47:34,941 Flügel, Rumpf, Leitwerk, Abwind und Steuerbedingungen tragen zur 1104 00:47:34,941 --> 00:47:36,235 Neutralpunktlage bei. 1105 00:47:36,235 --> 00:47:39,415 Sie ist nicht einfach der sichtbare Flächenmittelpunkt des Flügels. 1106 00:47:39,415 --> 00:47:42,809 Auch ein aerodynamischer Bezugspunkt eines einzelnen Profils ist nicht 1107 00:47:42,809 --> 00:47:45,233 automatisch der Neutralpunkt des ganzen Flugzeugs. 1108 00:47:45,233 --> 00:47:48,982 Wir rechnen mit einer mittleren aerodynamischen Flügeltiefe von vier Metern. 1109 00:47:48,982 --> 00:47:52,789 Der Neutralpunkt liege bei vierzig Prozent, der Schwerpunkt bei dreißig 1110 00:47:52,789 --> 00:47:53,915 Prozent dieser Tiefe. 1111 00:47:53,915 --> 00:47:57,592 Der Abstand beträgt zehn Prozent beziehungsweise null Komma vier Meter. 1112 00:47:57,592 --> 00:47:59,841 Die statische Marge ist null Komma eins. 1113 00:47:59,841 --> 00:48:03,292 Wandert der Schwerpunkt auf fünfunddreißig Prozent, sinkt sie auf fünf 1114 00:48:03,292 --> 00:48:05,561 Prozent beziehungsweise null Komma zwei Meter. 1115 00:48:05,561 --> 00:48:09,158 Diese geometrischen Werte benennen noch keine zugelassene Beladungsgrenze. 1116 00:48:09,158 --> 00:48:12,828 Die Lernfrage lautet: Erhöht ein weiter vorn liegender Schwerpunkt ohne jede 1117 00:48:12,828 --> 00:48:14,181 Nebenwirkung die Sicherheit? 1118 00:48:14,181 --> 00:48:17,817 Eine größere statische Marge kann stärkere rückführende Tendenzen erzeugen, 1119 00:48:17,817 --> 00:48:21,066 zugleich steigen aber möglicherweise erforderliche Steuerkräfte und 1120 00:48:21,066 --> 00:48:21,842 Leitwerkslasten. 1121 00:48:21,842 --> 00:48:24,952 Die verfügbare Höhenruderwirkung kann andere Grenzen setzen. 1122 00:48:24,952 --> 00:48:28,848 Zulässige Schwerpunktbereiche berücksichtigen Stabilität, Steuerbarkeit und 1123 00:48:28,848 --> 00:48:30,510 weitere Anforderungen gemeinsam. 1124 00:48:30,510 --> 00:48:33,945 Eine einzelne positive Eigenschaft rechtfertigt kein Überschreiten der 1125 00:48:33,945 --> 00:48:34,730 vorderen Grenze. 1126 00:48:34,730 --> 00:48:38,011 Die Begriffe steuerfest und steuerfrei unterscheiden, ob die Steuerfläche 1127 00:48:38,011 --> 00:48:41,203 bei der Störung festgehalten wird oder durch Scharniermomente mitbewegt 1128 00:48:41,203 --> 00:48:41,742 werden kann. 1129 00:48:41,742 --> 00:48:45,393 Dadurch können sich Stabilitätsbeiträge und Neutralpunkt unterscheiden. 1130 00:48:45,393 --> 00:48:48,961 Bei aktiv geregelten Flugzeugen kommen Flugsteuerungsgesetze hinzu. 1131 00:48:48,961 --> 00:48:52,259 Die natürliche aerodynamische Eigenschaft und das Verhalten des geregelten 1132 00:48:52,259 --> 00:48:55,513 Gesamtsystems müssen deshalb mit klar bezeichneten Bedingungen verglichen 1133 00:48:55,513 --> 00:48:55,825 werden. 1134 00:48:55,825 --> 00:48:59,438 Für Aufgaben wird die Schwerpunktlage auf dieselbe Bezugslinie und dieselbe 1135 00:48:59,438 --> 00:49:01,413 Flügeltiefe wie der Neutralpunkt bezogen. 1136 00:49:01,413 --> 00:49:04,857 Ein Abstand in Metern und eine Lage in Prozent dürfen erst nach sauberer 1137 00:49:04,857 --> 00:49:06,244 Umrechnung verglichen werden. 1138 00:49:06,244 --> 00:49:10,086 Danach lässt sich begründet sagen, ob eine Verlagerung die Marge vergrößert 1139 00:49:10,086 --> 00:49:10,957 oder verkleinert. 1140 00:49:10,957 --> 00:49:14,402 Die Aussage bleibt an Konfiguration, Geschwindigkeitsbereich und die 1141 00:49:14,402 --> 00:49:16,377 angegebenen Steuerbedingungen gebunden. 1142 00:49:16,377 --> 00:49:20,011 Eine Kraft erzeugt um den Schwerpunkt ein Moment, wenn ihre Wirkungslinie 1143 00:49:20,011 --> 00:49:21,953 einen senkrechten Abstand dazu besitzt. 1144 00:49:21,953 --> 00:49:25,785 Flügel, Leitwerk, Rumpf und Antrieb tragen zum Nickmoment bei. 1145 00:49:25,785 --> 00:49:29,083 Im Trimmzustand ist die Summe unter den festgelegten Bedingungen null. 1146 00:49:29,083 --> 00:49:32,488 Eine Trimmeinrichtung entlastet den Piloten oder stellt über die Ausrichtung 1147 00:49:32,488 --> 00:49:34,908 von Flächen einen passenden Gleichgewichtszustand ein. 1148 00:49:34,908 --> 00:49:37,854 Ihre mechanische Ausführung kann vom kleinen Trimmruder bis zum 1149 00:49:37,854 --> 00:49:39,959 verstellbaren gesamten Höhenleitwerk reichen. 1150 00:49:39,959 --> 00:49:43,489 Bei vielen konventionellen Zuständen erzeugt das Höhenleitwerk eine nach 1151 00:49:43,489 --> 00:49:44,616 unten gerichtete Kraft. 1152 00:49:44,616 --> 00:49:47,947 Diese kann das kopflastige Moment der übrigen Beiträge ausgleichen. 1153 00:49:47,947 --> 00:49:51,610 Sie ist aber kein allgemeines Naturgesetz für jeden Schwerpunkt und jeden 1154 00:49:51,610 --> 00:49:52,212 Flugzustand. 1155 00:49:52,212 --> 00:49:55,435 Andere Auslegungen oder Zustände können eine nach oben gerichtete 1156 00:49:55,435 --> 00:49:56,675 Leitwerkskraft aufweisen. 1157 00:49:56,675 --> 00:50:00,002 Die Richtung wird aus der tatsächlichen Momentenbilanz ermittelt, nicht 1158 00:50:00,002 --> 00:50:01,924 allein aus der Bezeichnung Höhenleitwerk. 1159 00:50:01,924 --> 00:50:04,120 Wir rechnen ein fiktives Gleichgewicht. 1160 00:50:04,120 --> 00:50:07,452 Die Summe der übrigen Beiträge erzeuge ein kopflastiges Moment von 1161 00:50:07,452 --> 00:50:08,866 vierzigtausend Newtonmetern. 1162 00:50:08,866 --> 00:50:11,549 Das Leitwerk liege acht Meter hinter dem Schwerpunkt. 1163 00:50:11,549 --> 00:50:15,115 Eine geeignete nach unten gerichtete Kraft von fünftausend Newton erzeugt 1164 00:50:15,115 --> 00:50:18,779 den benötigten gegenläufigen Momentenbetrag, denn fünftausend mal acht sind 1165 00:50:18,779 --> 00:50:19,511 vierzigtausend. 1166 00:50:19,511 --> 00:50:22,165 Die Vorzeichen werden in der Zeichnung festgelegt. 1167 00:50:22,165 --> 00:50:25,609 Ohne diese Richtungsangabe wäre ein bloßer positiver Zahlenwert keine 1168 00:50:25,609 --> 00:50:26,608 vollständige Lösung. 1169 00:50:26,608 --> 00:50:28,728 Wir ergänzen das Kräftegleichgewicht. 1170 00:50:28,728 --> 00:50:32,253 Das Gewicht betrage hunderttausend Newton und die Leitwerkskraft wirke mit 1171 00:50:32,253 --> 00:50:33,681 fünftausend Newton nach unten. 1172 00:50:33,681 --> 00:50:36,856 Vernachlässigen wir andere vertikale Beiträge, muss der Flügel 1173 00:50:36,856 --> 00:50:39,108 hundertfünftausend Newton nach oben liefern. 1174 00:50:39,108 --> 00:50:42,880 Die Leitwerksabtriebskraft erhöht also den vom Flügel benötigten Auftrieb. 1175 00:50:42,880 --> 00:50:45,536 Das kann seinen induzierten Widerstand beeinflussen. 1176 00:50:45,536 --> 00:50:49,179 Zusätzlich besitzt das Leitwerk eigene Widerstandsbeiträge; die Summe wird 1177 00:50:49,179 --> 00:50:51,197 als Teil des Trimmwiderstands betrachtet. 1178 00:50:51,197 --> 00:50:54,813 Die Lernfrage lautet: Beseitigt eine neue Trimmstellung automatisch die 1179 00:50:54,813 --> 00:50:56,749 Ursache einer statischen Instabilität? 1180 00:50:56,749 --> 00:50:57,557 Nein. 1181 00:50:57,557 --> 00:51:00,439 Sie kann die Momentenkurve so verschieben, dass ein anderer 1182 00:51:00,439 --> 00:51:01,855 Gleichgewichtspunkt entsteht. 1183 00:51:01,855 --> 00:51:04,917 Die Steigung der Kurve gegenüber dem Anstellwinkel wird dadurch nicht 1184 00:51:04,917 --> 00:51:07,179 zwangsläufig in der erforderlichen Weise verändert. 1185 00:51:07,179 --> 00:51:10,766 Trimmzustand und Stabilitätsreserve sind getrennte Eigenschaften, auch wenn 1186 00:51:10,766 --> 00:51:13,587 beide über dieselben Flächen und Kräfte beeinflusst werden. 1187 00:51:13,587 --> 00:51:17,202 Ändern sich Geschwindigkeit, Schub oder Konfiguration, ändern sich 1188 00:51:17,202 --> 00:51:20,817 möglicherweise Druckverteilung, Hebelarme und Leitwerksanströmung. 1189 00:51:20,817 --> 00:51:23,602 Der vorherige Trimmzustand kann dann nicht mehr passen. 1190 00:51:23,602 --> 00:51:27,300 In der räumlichen Darstellung werden deshalb Nicklage, Kräfte und Momente 1191 00:51:27,300 --> 00:51:28,009 unterschieden. 1192 00:51:28,009 --> 00:51:31,634 Eine sichtbare Nasenbewegung ist das Ergebnis der Momentenwirkung und der 1193 00:51:31,634 --> 00:51:32,429 Flugzeugdynamik. 1194 00:51:32,429 --> 00:51:35,954 Die Skizze zeigt keinen allgemein gültigen Trimmablauf für ein bestimmtes 1195 00:51:35,954 --> 00:51:36,292 Muster. 1196 00:51:36,292 --> 00:51:39,453 Bei einem Trimmruder kann die kleine Fläche eine aerodynamische Kraft 1197 00:51:39,453 --> 00:51:42,384 erzeugen, die das Hauptsteuer in die gewünschte Richtung bewegt. 1198 00:51:42,384 --> 00:51:45,795 Servoruder, Antiservoruder und Ausgleichseinrichtungen verfolgen 1199 00:51:45,795 --> 00:51:47,021 unterschiedliche Ziele. 1200 00:51:47,021 --> 00:51:50,194 Ihre Ausschlagrichtungen werden aus den Scharniermomenten erklärt. 1201 00:51:50,194 --> 00:51:53,549 Das bloße Merken einer Richtung ohne Benennung der Bauart führt leicht zu 1202 00:51:53,549 --> 00:51:53,917 Fehlern. 1203 00:51:53,917 --> 00:51:57,768 In einer Prüfungsskizze werden daher zuerst Drehpunkt, lokale Strömung und 1204 00:51:57,768 --> 00:51:59,226 gewünschtes Moment markiert. 1205 00:51:59,226 --> 00:52:02,491 Statische Stabilität beschreibt die anfängliche Momententendenz. 1206 00:52:02,491 --> 00:52:05,939 Dynamische Stabilität beschreibt, was aus einer Störung im weiteren 1207 00:52:05,939 --> 00:52:07,174 zeitlichen Verlauf wird. 1208 00:52:07,174 --> 00:52:10,900 Eine Schwingung kann abklingen, unverändert weitergehen oder anwachsen. 1209 00:52:10,900 --> 00:52:14,382 Ein statisch rückführendes Moment garantiert allein noch keine ausreichend 1210 00:52:14,382 --> 00:52:15,277 gedämpfte Bewegung. 1211 00:52:15,277 --> 00:52:18,413 Das Flugzeug besitzt Trägheit und kann seinen Gleichgewichtspunkt 1212 00:52:18,413 --> 00:52:19,088 überschreiten. 1213 00:52:19,088 --> 00:52:22,148 Aerodynamische Dämpfung und Kopplungen bestimmen gemeinsam mit der 1214 00:52:22,148 --> 00:52:23,261 Rückführung den Verlauf. 1215 00:52:23,261 --> 00:52:26,658 Die kurze Längsschwingung betrifft besonders Anstellwinkel und Nickrate. 1216 00:52:26,658 --> 00:52:30,039 Geschwindigkeit und Höhe verändern sich über einen kurzen Abschnitt meist 1217 00:52:30,039 --> 00:52:31,475 weniger stark als diese Größen. 1218 00:52:31,475 --> 00:52:35,148 Leitwerk, Massenträgheit und die Wirkung einer Nickbewegung auf die lokale 1219 00:52:35,148 --> 00:52:36,487 Anströmung sind wesentlich. 1220 00:52:36,487 --> 00:52:39,617 Der Ausdruck kurz bezeichnet eine typische zeitliche Eigenschaft im 1221 00:52:39,617 --> 00:52:41,532 Vergleich zu einer anderen Eigenbewegung. 1222 00:52:41,532 --> 00:52:45,706 Er liefert keine feste Sekundenzahl, die für jede Masse, Konfiguration und 1223 00:52:45,706 --> 00:52:47,285 jedes Flugzeug gelten würde. 1224 00:52:47,285 --> 00:52:50,768 Die Phygoide ist eine langsamere Längsbewegung, bei der Geschwindigkeit und 1225 00:52:50,768 --> 00:52:53,136 Höhe in einem ausgeprägten Austausch stehen können. 1226 00:52:53,136 --> 00:52:56,438 Kinetische und potenzielle Energie wechseln ihre Anteile, während der 1227 00:52:56,438 --> 00:53:00,074 Anstellwinkel in einer einfachen Betrachtung vergleichsweise wenig verändert 1228 00:53:00,074 --> 00:53:00,313 wird. 1229 00:53:00,313 --> 00:53:03,479 Das Flugzeug wird schneller und verliert Höhe oder wird langsamer und 1230 00:53:03,479 --> 00:53:04,075 gewinnt Höhe. 1231 00:53:04,075 --> 00:53:07,443 Widerstand und Antrieb beeinflussen dabei die Energiebilanz und damit auch 1232 00:53:07,443 --> 00:53:08,626 die Dämpfung der Bewegung. 1233 00:53:08,626 --> 00:53:11,648 Wir beschreiben eine fiktive Messreihe von Nickwinkelspitzen. 1234 00:53:11,648 --> 00:53:15,155 Auf eine Störung folgen Ausschläge von vier Grad, dann drei Grad, 1235 00:53:15,155 --> 00:53:17,260 anschließend zwei Komma zwei fünf Grad. 1236 00:53:17,260 --> 00:53:20,567 Jeder Betrag entspricht fünfundsiebzig Prozent des vorherigen. 1237 00:53:20,567 --> 00:53:24,027 Die Amplitude nimmt ab; diese Reihe zeigt gedämpftes Verhalten. 1238 00:53:24,027 --> 00:53:27,847 Wären die Beträge vier, fünf und sechs Komma zwei fünf Grad, würden sie 1239 00:53:27,847 --> 00:53:30,106 jeweils um fünfundzwanzig Prozent wachsen. 1240 00:53:30,106 --> 00:53:32,827 Das wäre ein wachsender Verlauf trotz möglicher Wechsel der 1241 00:53:32,827 --> 00:53:33,657 Ausschlagrichtung. 1242 00:53:33,657 --> 00:53:37,066 Die Lernfrage lautet: Bedeutet eine lange Schwingungsdauer automatisch 1243 00:53:37,066 --> 00:53:38,673 geringe Gefahr und gute Dämpfung? 1244 00:53:38,673 --> 00:53:39,481 Nein. 1245 00:53:39,481 --> 00:53:42,788 Dauer und Abklinggeschwindigkeit sind unterschiedliche Eigenschaften. 1246 00:53:42,788 --> 00:53:45,856 Eine langsame Bewegung kann schwach gedämpft oder wachsend sein. 1247 00:53:45,856 --> 00:53:49,026 Ihre zunehmende Geschwindigkeit oder Höhe kann Grenzen berühren. 1248 00:53:49,026 --> 00:53:51,929 Umgekehrt kann eine kurze Bewegung deutlich gedämpft sein. 1249 00:53:51,929 --> 00:53:55,345 Eine Beurteilung braucht deshalb sowohl den zeitlichen Abstand der Spitzen 1250 00:53:55,345 --> 00:53:56,869 als auch deren Größenentwicklung. 1251 00:53:56,869 --> 00:54:00,450 Ein Autopilot oder eine Flugsteuerungsregelung kann Bewegungen dämpfen oder 1252 00:54:00,450 --> 00:54:02,312 bestimmte Führungsgrößen stabilisieren. 1253 00:54:02,312 --> 00:54:05,716 Die beobachtete Antwort des Gesamtsystems unterscheidet sich dann von der 1254 00:54:05,716 --> 00:54:07,255 rein natürlichen Flugzeugantwort. 1255 00:54:07,255 --> 00:54:10,817 Auch Sensoren, Verzögerungen und Stellgrenzen gehören dazu. 1256 00:54:10,817 --> 00:54:14,365 Der Ausfall einer aktiven Funktion kann das Verhalten verändern, obwohl 1257 00:54:14,365 --> 00:54:16,513 Schwerpunkt und Flügel unverändert bleiben. 1258 00:54:16,513 --> 00:54:20,049 Eine ausreichende natürliche Dämpfung darf nicht aus einem einzigen Flug mit 1259 00:54:20,049 --> 00:54:21,677 aktiver Regelung abgeleitet werden. 1260 00:54:21,677 --> 00:54:25,286 Für die Prüfung ordnen wir eine Beschreibung zuerst den beteiligten Größen 1261 00:54:25,286 --> 00:54:25,432 zu. 1262 00:54:25,432 --> 00:54:28,546 Rasche Änderungen von Anstellwinkel und Nickrate bei zunächst ähnlicher 1263 00:54:28,546 --> 00:54:31,704 Geschwindigkeit sprechen im vereinfachten Modell für die kurze Bewegung. 1264 00:54:31,704 --> 00:54:34,640 Langsamer Austausch von Höhe und Geschwindigkeit mit kleinerer 1265 00:54:34,640 --> 00:54:36,582 Anstellwinkeländerung passt zur Phygoide. 1266 00:54:36,582 --> 00:54:40,456 Anschließend wird unabhängig davon beurteilt, ob die gegebene Amplitude 1267 00:54:40,456 --> 00:54:42,476 wächst, konstant bleibt oder abnimmt. 1268 00:54:42,476 --> 00:54:45,967 Diese zweistufige Auswertung verhindert die Verwechslung von Bewegungsart 1269 00:54:45,967 --> 00:54:47,067 und Stabilitätsaussage. 1270 00:54:47,067 --> 00:54:50,450 Eine seitliche Anströmung kann durch einen Schiebewinkel beschrieben werden. 1271 00:54:50,450 --> 00:54:53,886 Die Luft kommt dann im gewählten Bezugssystem mit einem seitlichen Anteil 1272 00:54:53,886 --> 00:54:54,827 auf das Flugzeug zu. 1273 00:54:54,827 --> 00:54:58,579 Statische Richtungsstabilität bedeutet, dass daraus eine Giermomententendenz 1274 00:54:58,579 --> 00:55:02,084 entsteht, welche die Längsachse wieder stärker zur relativen Anströmung 1275 00:55:02,084 --> 00:55:02,626 ausrichtet. 1276 00:55:02,626 --> 00:55:05,926 Ein hinter dem Schwerpunkt liegendes Seitenleitwerk liefert häufig einen 1277 00:55:05,926 --> 00:55:06,889 wesentlichen Beitrag. 1278 00:55:06,889 --> 00:55:10,455 Seine Seitenkraft besitzt einen Hebelarm und kann damit wie eine Windfahne 1279 00:55:10,455 --> 00:55:10,792 wirken. 1280 00:55:10,792 --> 00:55:14,558 Andere Bauteile tragen ebenfalls zur Seitenkraft und zum Giermoment bei. 1281 00:55:14,558 --> 00:55:18,130 Ein vorderer Rumpfanteil kann eine andere Momentenrichtung erzeugen als ein 1282 00:55:18,130 --> 00:55:18,559 hinterer. 1283 00:55:18,559 --> 00:55:22,122 Deshalb genügt die bloße Größe des Seitenleitwerks nicht zur vollständigen 1284 00:55:22,122 --> 00:55:22,700 Beurteilung. 1285 00:55:22,700 --> 00:55:26,097 Anströmung, Abschattung durch andere Flächen, Anstellwinkel und 1286 00:55:26,097 --> 00:55:28,524 Konfiguration beeinflussen seine Wirksamkeit. 1287 00:55:28,524 --> 00:55:31,852 In großen Anstellwinkelbereichen kann die örtliche Strömung deutlich vom 1288 00:55:31,852 --> 00:55:33,655 einfachen ungestörten Modell abweichen. 1289 00:55:33,655 --> 00:55:36,723 Der V-Stellungseffekt beschreibt die Rollmomentenantwort auf einen 1290 00:55:36,723 --> 00:55:37,374 Schiebewinkel. 1291 00:55:37,374 --> 00:55:40,599 Geometrisch nach oben geneigte Flügel können bei seitlicher Anströmung 1292 00:55:40,599 --> 00:55:42,856 unterschiedliche wirksame Anstellwinkel erhalten. 1293 00:55:42,856 --> 00:55:46,013 Daraus entsteht ein Rollmoment, das in geeigneten Bedingungen eine 1294 00:55:46,013 --> 00:55:49,026 rückführende Tendenz im seitlichen Bewegungsablauf unterstützt. 1295 00:55:49,026 --> 00:55:51,988 Der Begriff umfasst jedoch mehr als die sichtbare V-Form. 1296 00:55:51,988 --> 00:55:55,276 Pfeilung, Hoch- oder Tiefdeckeranordnung und die Strömung am Rumpf 1297 00:55:55,276 --> 00:55:57,418 beeinflussen den gesamten Effekt ebenfalls. 1298 00:55:57,418 --> 00:56:00,977 Die Lernfrage lautet: Erzeugt eine Querneigung in ruhender Luft unmittelbar 1299 00:56:00,977 --> 00:56:04,109 allein durch die V-Form ein definiertes rückstellendes Rollmoment? 1300 00:56:04,109 --> 00:56:06,090 Nicht in dieser vereinfachten Form. 1301 00:56:06,090 --> 00:56:09,372 Der V-Stellungseffekt wird über die seitliche Anströmung beschrieben. 1302 00:56:09,372 --> 00:56:12,895 Die Querneigung kann eine seitliche Bewegung und damit Schieben begünstigen; 1303 00:56:12,895 --> 00:56:15,907 erst daraus ergibt sich die entsprechende aerodynamische Antwort. 1304 00:56:15,907 --> 00:56:19,232 Lagewinkel und Schiebewinkel sind zwei verschiedene Größen und dürfen nicht 1305 00:56:19,232 --> 00:56:20,873 stillschweigend gleichgesetzt werden. 1306 00:56:20,873 --> 00:56:23,550 Wir berechnen ein fiktives Seitenleitwerksmoment. 1307 00:56:23,550 --> 00:56:27,210 Die Seitenkraft betrage achthundert Newton, ihr senkrechter Hebelarm zum 1308 00:56:27,210 --> 00:56:28,430 Schwerpunkt sechs Meter. 1309 00:56:28,430 --> 00:56:31,511 Der Momentenbetrag ist viertausendachthundert Newtonmeter. 1310 00:56:31,511 --> 00:56:35,274 Würde der wirksame Hebelarm auf fünf Meter sinken, ergäben sich bei gleicher 1311 00:56:35,274 --> 00:56:36,760 Kraft viertausend Newtonmeter. 1312 00:56:36,760 --> 00:56:40,548 Diese Rechnung zeigt, warum Lage und Kraft gemeinsam relevant sind. 1313 00:56:40,548 --> 00:56:43,818 Für die Momentenrichtung wird die Seitenkraft in der Skizze eindeutig 1314 00:56:43,818 --> 00:56:44,481 eingezeichnet. 1315 00:56:44,481 --> 00:56:47,795 Rollbewegung und Gierbewegung sind über weitere Effekte gekoppelt. 1316 00:56:47,795 --> 00:56:51,273 Eine Giergeschwindigkeit erzeugt unterschiedliche lokale Geschwindigkeiten 1317 00:56:51,273 --> 00:56:51,978 an den Flügeln. 1318 00:56:51,978 --> 00:56:55,568 Pfeilung verändert, wie die seitliche Anströmung auf die Flügelhälften 1319 00:56:55,568 --> 00:56:55,876 wirkt. 1320 00:56:55,876 --> 00:56:59,353 Ein Flugzeug kann dadurch seitliche Eigenbewegungen besitzen, die sich nicht 1321 00:56:59,353 --> 00:57:02,372 durch isoliertes Betrachten einer einzelnen Achse erklären lassen. 1322 00:57:02,372 --> 00:57:05,852 Seitenruder und Querruder sind daher keine völlig voneinander unabhängigen 1323 00:57:05,852 --> 00:57:07,687 Schalter für jeweils nur eine Bewegung. 1324 00:57:07,687 --> 00:57:11,280 In Prüfungsaufgaben wird zuerst geprüft, ob eine Störung der Lage, der 1325 00:57:11,280 --> 00:57:14,772 Winkelgeschwindigkeit oder der seitlichen Anströmung vorgegeben ist. 1326 00:57:14,772 --> 00:57:17,748 Danach wird der passende aerodynamische Beitrag benannt. 1327 00:57:17,748 --> 00:57:21,351 Richtungsstabilität beantwortet eine andere Teilfrage als Rollrückführung 1328 00:57:21,351 --> 00:57:22,239 oder Rolldämpfung. 1329 00:57:22,239 --> 00:57:25,630 Wer die drei sauber trennt, kann anschließend ihre Kopplung erklären, ohne 1330 00:57:25,630 --> 00:57:28,883 jede seitliche Bewegung pauschal mit dem Satz das Flugzeug richtet sich 1331 00:57:28,883 --> 00:57:30,075 wieder auf zu beschreiben. 1332 00:57:30,075 --> 00:57:33,596 Eine seitliche Störung kann mehrere natürliche Bewegungsformen anregen. 1333 00:57:33,596 --> 00:57:37,672 Die Taumelschwingung, häufig Dutch Roll genannt, verbindet Gieren, Rollen 1334 00:57:37,672 --> 00:57:38,398 und Schieben. 1335 00:57:38,398 --> 00:57:42,821 Seitenleitwerk, V-Stellungseffekt, Pfeilung, Trägheit und Dämpfung wirken 1336 00:57:42,821 --> 00:57:43,730 dabei zusammen. 1337 00:57:43,730 --> 00:57:47,076 Die Flugzeugnase und die Flügel bewegen sich mit zeitlich versetzten 1338 00:57:47,076 --> 00:57:47,519 Anteilen. 1339 00:57:47,519 --> 00:57:51,076 Eine Beobachtung nur der Querneigung würde deshalb nicht erklären, warum die 1340 00:57:51,076 --> 00:57:54,492 Bewegung entstanden ist oder welche aerodynamischen Beiträge sie dämpfen. 1341 00:57:54,492 --> 00:57:57,982 Ein ausgeprägter V-Stellungseffekt im Verhältnis zur Richtungswirkung kann 1342 00:57:57,982 --> 00:57:59,066 zur Kopplung beitragen. 1343 00:57:59,066 --> 00:58:02,204 Daraus folgt aber keine allgemeine Regel, dass jede große Pfeilung 1344 00:58:02,204 --> 00:58:05,151 automatisch eine gefährlich anwachsende Schwingung verursache. 1345 00:58:05,151 --> 00:58:08,216 Die Gesamtauslegung und aktive Dämpfung sind maßgeblich. 1346 00:58:08,216 --> 00:58:11,944 Ein Gierdämpfer verwendet geeignete Sensorsignale und Steuerausschläge, um 1347 00:58:11,944 --> 00:58:13,909 entsprechende Bewegungen zu vermindern. 1348 00:58:13,909 --> 00:58:17,881 Seine Arbeitsweise und Grenzen gehören zum jeweiligen System, nicht zu einer 1349 00:58:17,881 --> 00:58:19,605 universellen Seitenruderfrequenz. 1350 00:58:19,605 --> 00:58:22,798 Das Rollabklingen betrifft besonders eine vorhandene Rollrate. 1351 00:58:22,798 --> 00:58:26,143 Die Bewegung des Flügels verändert seine lokale Anströmung und erzeugt bei 1352 00:58:26,143 --> 00:58:28,900 anliegender Strömung gewöhnlich ein entgegenwirkendes Moment. 1353 00:58:28,900 --> 00:58:31,691 Ohne weitere Anregung kann die Rate rasch kleiner werden. 1354 00:58:31,691 --> 00:58:34,872 Das bedeutet nicht zwingend, dass die erreichte Querneigung selbst 1355 00:58:34,872 --> 00:58:36,463 unmittelbar auf null zurückkehrt. 1356 00:58:36,463 --> 00:58:39,757 Winkelgeschwindigkeit und Winkel sind verschiedene Zustandsgrößen. 1357 00:58:39,757 --> 00:58:43,427 Eine abklingende Rotation kann in einer verbleibenden geneigten Lage enden. 1358 00:58:43,427 --> 00:58:46,719 Wir betrachten eine fiktive Rollrate von acht Grad pro Sekunde. 1359 00:58:46,719 --> 00:58:50,820 Eine Sekunde später seien es vier, danach zwei und anschließend ein Grad pro 1360 00:58:50,820 --> 00:58:51,251 Sekunde. 1361 00:58:51,251 --> 00:58:53,483 Die Rate halbiert sich in jedem Abschnitt. 1362 00:58:53,483 --> 00:58:54,890 Sie klingt also ab. 1363 00:58:54,890 --> 00:58:58,327 Weil währenddessen weiterhin gerollt wird, ändert sich die Querneigung 1364 00:58:58,327 --> 00:58:59,014 trotzdem noch. 1365 00:58:59,014 --> 00:59:02,351 Aus kleiner werdender Rollrate darf man deshalb nicht schließen, dass der 1366 00:59:02,351 --> 00:59:05,368 bereits aufgebaute Lagewinkel im gleichen Verhältnis verschwindet. 1367 00:59:05,368 --> 00:59:09,037 Die Spiralbewegung ist meist eine langsamere, wenig schwingende Entwicklung 1368 00:59:09,037 --> 00:59:10,651 der seitlichen Lage und Flugbahn. 1369 00:59:10,651 --> 00:59:13,895 Unter bestimmten Kopplungsverhältnissen kann eine zunehmende Querneigung mit 1370 00:59:13,895 --> 00:59:16,627 einem sich verstärkenden Kurven- und Sinkzustand verbunden sein. 1371 00:59:16,627 --> 00:59:20,392 Der Verlauf kann so langsam beginnen, dass er zunächst wenig auffällt. 1372 00:59:20,392 --> 00:59:23,742 Er unterscheidet sich von einem überzogenen autorotierenden Zustand, weil 1373 00:59:23,742 --> 00:59:26,954 die Flügel in einer sich entwickelnden Steilspirale durchaus anliegend 1374 00:59:26,954 --> 00:59:27,917 umströmt sein können. 1375 00:59:27,917 --> 00:59:31,616 Die Lernfrage lautet: Beweist ein gut gedämpftes Dutch Roll gleichzeitig 1376 00:59:31,616 --> 00:59:33,054 eine stabile Spiralbewegung? 1377 00:59:33,054 --> 00:59:33,862 Nein. 1378 00:59:33,862 --> 00:59:36,769 Es handelt sich um verschiedene Eigenbewegungen mit verschiedenen 1379 00:59:36,769 --> 00:59:37,752 Beitragsverhältnissen. 1380 00:59:37,752 --> 00:59:41,016 Eine Auslegung kann eine davon gut dämpfen und bei einer anderen eine 1381 00:59:41,016 --> 00:59:42,482 schwache Instabilität besitzen. 1382 00:59:42,482 --> 00:59:45,789 Aktive Systeme können einzelne Eigenschaften weiter verändern. 1383 00:59:45,789 --> 00:59:49,394 Aussagen über seitliche Stabilität müssen deshalb benennen, welche Bewegung 1384 00:59:49,394 --> 00:59:51,509 und welche Betriebsbedingungen gemeint sind. 1385 00:59:51,509 --> 00:59:54,925 Für die Prüfung werden Verlauf und Zeitmaßstab anhand der Beschreibung 1386 00:59:54,925 --> 00:59:55,511 eingeordnet. 1387 00:59:55,511 --> 00:59:58,884 Wechselnde gekoppelte Gier- und Rollausschläge passen zur Taumelschwingung. 1388 00:59:58,884 --> 01:00:02,425 Ein vorwiegendes Abnehmen der Rollgeschwindigkeit passt zum Rollabklingen. 1389 01:00:02,425 --> 01:00:06,029 Eine langsame Entwicklung von Querneigung und gekrümmter Sinkbahn passt zur 1390 01:00:06,029 --> 01:00:06,749 Spiralbewegung. 1391 01:00:06,749 --> 01:00:10,120 Erst danach wird die Amplituden- oder Zustandsentwicklung bewertet. 1392 01:00:10,120 --> 01:00:13,413 Damit wird eine Bewegungsbezeichnung zu einer nachvollziehbaren Diagnose 1393 01:00:13,413 --> 01:00:15,059 statt zu einem isolierten Fremdwort. 1394 01:00:15,059 --> 01:00:18,430 Ein Steuerflächenausschlag verändert die örtliche Profilform und damit 1395 01:00:18,430 --> 01:00:20,404 Druckverteilung und aerodynamische Kraft. 1396 01:00:20,404 --> 01:00:23,264 Über einen Hebelarm zum Schwerpunkt entsteht ein Moment. 1397 01:00:23,264 --> 01:00:26,792 Das Moment erzeugt zunächst eine Winkelbeschleunigung; daraus entwickeln 1398 01:00:26,792 --> 01:00:28,948 sich Winkelgeschwindigkeit und Lageänderung. 1399 01:00:28,948 --> 01:00:32,315 Der häufige Satz Querruder gibt Querneigung überspringt diese zeitlichen 1400 01:00:32,315 --> 01:00:32,736 Schritte. 1401 01:00:32,736 --> 01:00:36,041 Für dynamische Fragen sind sie wichtig, denn ein noch bestehendes Moment 1402 01:00:36,041 --> 01:00:38,749 kann eine bereits vorhandene Bewegung weiter beschleunigen. 1403 01:00:38,749 --> 01:00:42,057 Bei einer herkömmlichen Querruderanordnung erhöht ein nach unten gehendes 1404 01:00:42,057 --> 01:00:44,685 Ruder den lokalen Auftrieb und häufig auch den Widerstand. 1405 01:00:44,685 --> 01:00:46,815 Auf der Gegenseite sinkt der Auftrieb. 1406 01:00:46,815 --> 01:00:50,024 Der Widerstandsunterschied kann die Nase zunächst entgegen der gewünschten 1407 01:00:50,024 --> 01:00:51,195 Rollrichtung gieren lassen. 1408 01:00:51,195 --> 01:00:53,480 Das wird negatives Wendemoment genannt. 1409 01:00:53,480 --> 01:00:56,690 Seine Größe hängt vom Flugzustand und der Konstruktion ab. 1410 01:00:56,690 --> 01:01:00,518 Es ist kein Beweis, dass das Querruder seine eigentliche Rollaufgabe falsch 1411 01:01:00,518 --> 01:01:00,926 erfüllt. 1412 01:01:00,926 --> 01:01:04,192 Differenzierte Ausschläge lassen das nach oben gehende Querruder stärker 1413 01:01:04,192 --> 01:01:05,961 ausschlagen als das nach unten gehende. 1414 01:01:05,961 --> 01:01:09,080 Eine geeignete Frisebauart kann durch ihre geometrische Gestaltung 1415 01:01:09,080 --> 01:01:11,065 Widerstand auf der anderen Seite ergänzen. 1416 01:01:11,065 --> 01:01:14,072 Rollspoiler reduzieren den Auftrieb an der gewünschten Seite und 1417 01:01:14,072 --> 01:01:15,857 beeinflussen ebenfalls das Giermoment. 1418 01:01:15,857 --> 01:01:19,003 Solche Maßnahmen können das negative Wendemoment vermindern. 1419 01:01:19,003 --> 01:01:22,148 Sie beseitigen jedoch nicht jede Kopplung unter allen Bedingungen und 1420 01:01:22,148 --> 01:01:23,150 Fluggeschwindigkeiten. 1421 01:01:23,150 --> 01:01:26,936 Die Lernfrage lautet: Kann man eine koordinierte Kurve allein als Gieren um 1422 01:01:26,936 --> 01:01:28,096 die Hochachse erklären? 1423 01:01:28,096 --> 01:01:28,904 Nein. 1424 01:01:28,904 --> 01:01:32,490 Für die gekrümmte Flugbahn ist eine passende resultierende Seitenkomponente 1425 01:01:32,490 --> 01:01:33,637 der Kräfte erforderlich. 1426 01:01:33,637 --> 01:01:37,114 Im üblichen koordinierten Kurvenflug liefert der geneigte Auftrieb diese 1427 01:01:37,114 --> 01:01:37,646 Komponente. 1428 01:01:37,646 --> 01:01:41,270 Die Gierbewegung gehört zur Orientierung des Flugzeugs entlang der Kurve, 1429 01:01:41,270 --> 01:01:43,007 ersetzt aber nicht die Kraftbilanz. 1430 01:01:43,007 --> 01:01:47,198 Eine Nase, die seitlich zeigt, garantiert noch keinen passenden gekrümmten 1431 01:01:47,198 --> 01:01:47,651 Flugweg. 1432 01:01:47,651 --> 01:01:51,028 An der Steuerfläche selbst wirkt ein Scharniermoment um ihren Drehpunkt. 1433 01:01:51,028 --> 01:01:54,733 Ohne hydraulische Unterstützung muss die Steuermechanik dieses Moment in 1434 01:01:54,733 --> 01:01:56,123 passender Weise übertragen. 1435 01:01:56,123 --> 01:02:00,055 Aerodynamische Ausgleichsflächen, innenliegende Ausgleiche, Federmechanismen 1436 01:02:00,055 --> 01:02:03,004 und Servosteuerungen verändern die erforderlichen Kräfte. 1437 01:02:03,004 --> 01:02:06,598 Bei vollständig angetriebenen Steuerflächen kann ein künstliches Kraftgefühl 1438 01:02:06,598 --> 01:02:07,450 eingesetzt werden. 1439 01:02:07,450 --> 01:02:10,762 Dann ist die vom Piloten empfundene Kraft nicht einfach die unmittelbar 1440 01:02:10,762 --> 01:02:12,255 durchgereichte lokale Luftkraft. 1441 01:02:12,255 --> 01:02:14,500 Wir rechnen eine kleine Momentenaufgabe. 1442 01:02:14,500 --> 01:02:17,829 Eine resultierende Steuerflächenkraft von dreihundert Newton greife im 1443 01:02:17,829 --> 01:02:19,732 Mittel fünf Zentimeter vom Scharnier an. 1444 01:02:19,732 --> 01:02:22,375 Fünf Zentimeter sind null Komma null fünf Meter. 1445 01:02:22,375 --> 01:02:25,088 Das Scharniermoment beträgt fünfzehn Newtonmeter. 1446 01:02:25,088 --> 01:02:28,421 Verdoppelt sich bei unveränderter Geometrie und unverändertem Beiwert der 1447 01:02:28,421 --> 01:02:31,662 dynamische Druck, verdoppelt sich im Modell auch dieser Momentenbetrag. 1448 01:02:31,662 --> 01:02:34,935 Eine Verdoppelung der Geschwindigkeit würde dagegen den dynamischen Druck 1449 01:02:34,935 --> 01:02:35,562 vervierfachen. 1450 01:02:35,562 --> 01:02:38,942 Bei hohen Geschwindigkeiten können äußere Querruder begrenzt oder andere 1451 01:02:38,942 --> 01:02:42,510 Flächen stärker verwendet werden, weil Struktur und aeroelastische Wirkungen 1452 01:02:42,510 --> 01:02:43,871 berücksichtigt werden müssen. 1453 01:02:43,871 --> 01:02:47,003 Die konkrete Verteilung erfolgt durch die Musterkonstruktion und 1454 01:02:47,003 --> 01:02:48,422 gegebenenfalls Flugsteuerung. 1455 01:02:48,422 --> 01:02:52,141 Für Aufgaben wird deshalb die vorhandene Steuerarchitektur gelesen, bevor 1456 01:02:52,141 --> 01:02:54,688 eine Kraft oder Ausschlagrichtung abgeleitet wird. 1457 01:02:54,688 --> 01:02:57,553 Ein mechanisch einfaches Schulflugzeug und ein aktiv geregeltes 1458 01:02:57,553 --> 01:03:00,646 Verkehrsflugzeug können denselben aerodynamischen Grundsatz auf sehr 1459 01:03:00,646 --> 01:03:02,010 unterschiedliche Weise nutzen. 1460 01:03:02,010 --> 01:03:04,693 Ein Flugzeug ist keine vollkommen starre Geometrie. 1461 01:03:04,693 --> 01:03:07,583 Flügel und Leitwerke biegen und verdrehen sich unter Last. 1462 01:03:07,583 --> 01:03:11,226 Diese Verformungen verändern örtliche Anstellwinkel und Druckverteilungen. 1463 01:03:11,226 --> 01:03:14,546 Die veränderten Luftkräfte können wiederum die Verformung verstärken oder 1464 01:03:14,546 --> 01:03:15,047 vermindern. 1465 01:03:15,047 --> 01:03:17,499 Aeroelastik untersucht diese Wechselwirkung. 1466 01:03:17,499 --> 01:03:20,706 Eine einfache starre Kraftskizze beschreibt deshalb nicht automatisch das 1467 01:03:20,706 --> 01:03:24,045 gesamte Verhalten bei großen dynamischen Drücken oder in einer strukturellen 1468 01:03:24,045 --> 01:03:24,660 Eigenbewegung. 1469 01:03:24,660 --> 01:03:27,645 Bei einer statischen Torsionsdivergenz verstärkt ein aerodynamisch 1470 01:03:27,645 --> 01:03:31,082 verursachtes Verdrehen den örtlichen Anstellwinkel und damit das verdrehende 1471 01:03:31,082 --> 01:03:34,293 Moment so stark, dass die elastische Rückwirkung nicht mehr ausreichend 1472 01:03:34,293 --> 01:03:34,745 gegenhält. 1473 01:03:34,745 --> 01:03:38,102 Das ist eine andere Erscheinung als das Überschreiten eines maximalen 1474 01:03:38,102 --> 01:03:38,978 Auftriebsbeiwerts. 1475 01:03:38,978 --> 01:03:42,388 Beide können mit steigender Geschwindigkeit oder Belastung relevant werden, 1476 01:03:42,388 --> 01:03:44,434 beruhen jedoch auf verschiedenen Mechanismen. 1477 01:03:44,434 --> 01:03:48,071 Der eine betrifft die gekoppelte Formänderung, der andere vor allem den 1478 01:03:48,071 --> 01:03:48,942 Strömungszustand. 1479 01:03:48,942 --> 01:03:52,387 Eine Querruderbewegung erzeugt nicht nur Auftrieb, sondern belastet den 1480 01:03:52,387 --> 01:03:54,764 elastischen Flügel auch mit einem Torsionsmoment. 1481 01:03:54,764 --> 01:03:57,622 Dreht sich der Flügel dadurch in ungünstiger Richtung, kann die 1482 01:03:57,622 --> 01:03:59,618 beabsichtigte Rollwirkung geschwächt werden. 1483 01:03:59,618 --> 01:04:02,892 Im Begriff Ruderumkehr kann schließlich die Verformungswirkung die direkte 1484 01:04:02,892 --> 01:04:04,705 aerodynamische Steuerwirkung übertreffen. 1485 01:04:04,705 --> 01:04:08,303 Gemeint ist hier nicht, dass ein Steuerseil falsch angeschlossen ist. 1486 01:04:08,303 --> 01:04:11,977 Die wirksame Gesamtantwort entsteht aus direktem Ausschlag und elastischer 1487 01:04:11,977 --> 01:04:12,424 Reaktion. 1488 01:04:12,424 --> 01:04:16,631 Die Lernfrage lautet: Beweist eine große statische Festigkeit, dass Flattern 1489 01:04:16,631 --> 01:04:17,683 ausgeschlossen ist? 1490 01:04:17,683 --> 01:04:18,491 Nein. 1491 01:04:18,491 --> 01:04:22,079 Flattern ist eine dynamische Kopplung von aerodynamischen Kräften, 1492 01:04:22,079 --> 01:04:23,764 Elastizität und Massenträgheit. 1493 01:04:23,764 --> 01:04:27,478 Beispielsweise können Biege- und Torsionsbewegungen Energie aus der Strömung 1494 01:04:27,478 --> 01:04:27,967 aufnehmen. 1495 01:04:27,967 --> 01:04:31,196 Wenn ihre Anregung die Dämpfung übersteigt, wächst die Schwingung. 1496 01:04:31,196 --> 01:04:34,456 Eine Struktur kann hohe ruhende Lasten tragen und dennoch ungünstige 1497 01:04:34,456 --> 01:04:36,086 dynamische Eigenschaften besitzen. 1498 01:04:36,086 --> 01:04:39,809 Wir vergleichen zwei fiktive Schwingungsfolgen ohne daraus reale Grenzwerte 1499 01:04:39,809 --> 01:04:40,354 abzuleiten. 1500 01:04:40,354 --> 01:04:43,472 Im ersten Fall fallen die Amplituden von einem Millimeter auf null Komma 1501 01:04:43,472 --> 01:04:45,291 acht und null Komma sechs vier Millimeter. 1502 01:04:45,291 --> 01:04:48,631 Im zweiten steigen sie von einem auf eins Komma zwei und eins Komma vier 1503 01:04:48,631 --> 01:04:49,373 vier Millimeter. 1504 01:04:49,373 --> 01:04:53,406 Die ersten Werte zeigen Abklingen, die zweiten Wachstum um jeweils zwanzig 1505 01:04:53,406 --> 01:04:53,842 Prozent. 1506 01:04:53,842 --> 01:04:57,404 Die Amplitudenentwicklung beantwortet eine andere Frage als die Größe einer 1507 01:04:57,404 --> 01:04:58,923 einzelnen gemessenen Auslenkung. 1508 01:04:58,923 --> 01:05:02,257 Massenausgleich an einer Steuerfläche verändert ihre Massenverteilung um den 1509 01:05:02,257 --> 01:05:04,932 Drehpunkt und kann für die Flattereigenschaften wichtig sein. 1510 01:05:04,932 --> 01:05:08,056 Aerodynamischer Ausgleich beeinflusst dagegen Luftkräfte und 1511 01:05:08,056 --> 01:05:08,941 Scharniermomente. 1512 01:05:08,941 --> 01:05:12,726 Beide Begriffe enthalten Ausgleich, bezeichnen aber verschiedene Mittel. 1513 01:05:12,726 --> 01:05:16,110 Reparaturen, Lackierung oder nicht vorgesehene Anbauten können die 1514 01:05:16,110 --> 01:05:17,341 Massenverteilung ändern. 1515 01:05:17,341 --> 01:05:20,805 Aus einer äußerlich kleinen Veränderung darf daher keine automatisch kleine 1516 01:05:20,805 --> 01:05:22,468 dynamische Wirkung gefolgert werden. 1517 01:05:22,468 --> 01:05:25,725 Für die Prüfung werden zuerst die beteiligten Mechanismen getrennt: 1518 01:05:25,725 --> 01:05:28,933 statische Verformung, Verlust der Steuerwirksamkeit oder wachsende 1519 01:05:28,933 --> 01:05:29,467 Schwingung. 1520 01:05:29,467 --> 01:05:33,106 Anschließend wird ihre Verbindung zum dynamischen Druck und zur Konstruktion 1521 01:05:33,106 --> 01:05:33,489 erklärt. 1522 01:05:33,489 --> 01:05:37,179 Reale Geschwindigkeitsgrenzen sind Ergebnis von Nachweisen und Versuchen. 1523 01:05:37,179 --> 01:05:40,709 Ein vereinfachtes Modell erlaubt keine eigene Freigabe oberhalb dieser 1524 01:05:40,709 --> 01:05:41,112 Grenzen. 1525 01:05:41,112 --> 01:05:44,853 Die Theorie erklärt, warum solche Begrenzungen auch ohne eine zuvor deutlich 1526 01:05:44,853 --> 01:05:46,625 fühlbare Warnung Bedeutung besitzen. 1527 01:05:46,625 --> 01:05:50,393 Ein Propeller erzeugt Vortrieb, indem er der Luft Impuls zuführt. 1528 01:05:50,393 --> 01:05:54,144 Jedes Blatt besitzt aerodynamische Profile, deren lokale Anströmung aus 1529 01:05:54,144 --> 01:05:56,415 mehreren Geschwindigkeitsanteilen entsteht. 1530 01:05:56,415 --> 01:05:59,612 Die Umfangsgeschwindigkeit steigt mit dem Abstand zur Drehachse. 1531 01:05:59,612 --> 01:06:03,036 Die Vorwärtsbewegung des Flugzeugs und die induzierte Strömung liefern 1532 01:06:03,036 --> 01:06:03,818 weitere Anteile. 1533 01:06:03,818 --> 01:06:07,119 Die resultierende Richtung bestimmt zusammen mit dem örtlichen Blattwinkel 1534 01:06:07,119 --> 01:06:08,903 den wirksamen Anstellwinkel des Profils. 1535 01:06:08,903 --> 01:06:12,131 Der Blattwinkel beschreibt die geometrische Ausrichtung gegenüber einer 1536 01:06:12,131 --> 01:06:13,132 definierten Drehebene. 1537 01:06:13,132 --> 01:06:16,430 Er ist daher nicht identisch mit dem aerodynamischen Anstellwinkel. 1538 01:06:16,430 --> 01:06:19,800 Ändert sich die Vorwärtsgeschwindigkeit bei unveränderter Drehzahl und 1539 01:06:19,800 --> 01:06:22,689 Geometrie, verändert sich die resultierende Anströmrichtung. 1540 01:06:22,689 --> 01:06:25,831 Ein Verstellpropeller kann seine Blattwinkel an Betriebsbedingungen 1541 01:06:25,831 --> 01:06:26,253 anpassen. 1542 01:06:26,253 --> 01:06:29,607 Ein Konstantdrehzahlsystem regelt über geeignete Blattverstellung eine 1543 01:06:29,607 --> 01:06:33,200 gewählte Drehzahl innerhalb seiner Möglichkeiten; es hält nicht automatisch 1544 01:06:33,200 --> 01:06:35,068 jeden aerodynamischen Beiwert konstant. 1545 01:06:35,068 --> 01:06:37,185 Wir rechnen eine fiktive Blattspitze. 1546 01:06:37,185 --> 01:06:40,599 Ihr Radius betrage einen Meter und die Drehzahl zweitausendvierhundert 1547 01:06:40,599 --> 01:06:41,721 Umdrehungen pro Minute. 1548 01:06:41,721 --> 01:06:44,016 Das sind vierzig Umdrehungen pro Sekunde. 1549 01:06:44,016 --> 01:06:46,695 Zwei mal Pi mal ein Meter mal vierzig ergibt ungefähr 1550 01:06:46,695 --> 01:06:50,031 zweihunderteinundfünfzig Meter pro Sekunde Umfangsgeschwindigkeit. 1551 01:06:50,031 --> 01:06:53,680 Mit zusätzlich hundert Metern pro Sekunde axialer Geschwindigkeit ergibt die 1552 01:06:53,680 --> 01:06:57,281 rechtwinklige Vektoraddition ungefähr zweihundertsiebzig Meter pro Sekunde. 1553 01:06:57,281 --> 01:07:00,691 Die lokale Machzahl hängt von dieser resultierenden Geschwindigkeit und der 1554 01:07:00,691 --> 01:07:02,283 örtlichen Schallgeschwindigkeit ab. 1555 01:07:02,283 --> 01:07:05,874 Die Lernfrage lautet: Bedeutet eine Flugzeuggeschwindigkeit von Mach null 1556 01:07:05,874 --> 01:07:09,218 Komma vier, dass jede Blattstelle ebenfalls nur Mach null Komma vier 1557 01:07:09,218 --> 01:07:09,661 erreicht? 1558 01:07:09,661 --> 01:07:10,469 Nein. 1559 01:07:10,469 --> 01:07:12,231 Die Drehbewegung kommt hinzu. 1560 01:07:12,231 --> 01:07:15,697 Außerdem verändert die Profilumströmung die lokale Geschwindigkeit. 1561 01:07:15,697 --> 01:07:19,144 Blattspitzen können deshalb kompressible Effekte erreichen, obwohl das 1562 01:07:19,144 --> 01:07:21,213 Flugzeug selbst deutlich langsamer fliegt. 1563 01:07:21,213 --> 01:07:25,400 Drehzahl, Durchmesser, Profil und Temperatur beeinflussen diese Grenze 1564 01:07:25,400 --> 01:07:25,998 gemeinsam. 1565 01:07:25,998 --> 01:07:29,503 Ein Motordrehmoment auf den Propeller besitzt eine Gegenwirkung auf das 1566 01:07:29,503 --> 01:07:29,947 Flugzeug. 1567 01:07:29,947 --> 01:07:33,603 Der rotierende Schraubenstrahl kann das Leitwerk seitlich anströmen und ein 1568 01:07:33,603 --> 01:07:34,578 Giermoment erzeugen. 1569 01:07:34,578 --> 01:07:37,864 Bei schräger Anströmung der Propellerebene können auf- und ablaufende 1570 01:07:37,864 --> 01:07:41,436 Blattbereiche unterschiedlich belastet werden; das wird häufig mit P-Faktor 1571 01:07:41,436 --> 01:07:41,959 bezeichnet. 1572 01:07:41,959 --> 01:07:44,600 Die Richtungen hängen unter anderem vom Drehsinn ab. 1573 01:07:44,600 --> 01:07:47,894 Eine Merkhilfe ohne genannten Drehsinn ist deshalb keine vollständige 1574 01:07:47,894 --> 01:07:49,040 physikalische Erklärung. 1575 01:07:49,040 --> 01:07:52,409 Bei einer Änderung der Orientierung eines rotierenden Propellers können 1576 01:07:52,409 --> 01:07:54,450 zusätzlich gyroskopische Momente auftreten. 1577 01:07:54,450 --> 01:07:57,471 Diese besitzen eine andere Ursache als der Schraubenstrahl. 1578 01:07:57,471 --> 01:08:00,485 Bei mehreren Triebwerken kann asymmetrischer Schub ein erhebliches 1579 01:08:00,485 --> 01:08:02,266 Giermoment um den Schwerpunkt erzeugen. 1580 01:08:02,266 --> 01:08:06,006 Schubhöhe, seitlicher Hebelarm, Strömung und verfügbare Steuerkraft 1581 01:08:06,006 --> 01:08:07,736 beeinflussen das Gleichgewicht. 1582 01:08:07,736 --> 01:08:11,159 Daraus folgen keine hier allgemein gültigen Leistungs- oder Rudervorgaben 1583 01:08:11,159 --> 01:08:12,472 für einen Triebwerksausfall. 1584 01:08:12,472 --> 01:08:15,709 Der Propellerwirkungsgrad vergleicht nutzbare Vortriebsleistung mit 1585 01:08:15,709 --> 01:08:17,013 zugeführter Wellenleistung. 1586 01:08:17,013 --> 01:08:19,515 Ein Wert muss immer zum Betriebszustand passen. 1587 01:08:19,515 --> 01:08:22,833 Im Stillstand ist die Fluggeschwindigkeit null, obwohl der Propeller 1588 01:08:22,833 --> 01:08:24,590 Leistung aufnimmt und Schub erzeugt. 1589 01:08:24,590 --> 01:08:28,211 Die Luft besitzt nach ihrer Beschleunigung Energie, und weitere Verluste 1590 01:08:28,211 --> 01:08:28,865 treten hinzu. 1591 01:08:28,865 --> 01:08:32,006 Diese Betrachtung verbindet den rotierenden Flügel mit der früheren 1592 01:08:32,006 --> 01:08:35,523 Unterscheidung zwischen Kraft, Leistung und tatsächlich nutzbarem Vortrieb. 1593 01:08:35,523 --> 01:08:38,764 Ein mitlaufender Propeller kann durch die Luftströmung angetrieben werden 1594 01:08:38,764 --> 01:08:40,630 und dabei erheblichen Widerstand erzeugen. 1595 01:08:40,630 --> 01:08:44,043 In einer vorgesehenen Segelstellung werden die Blätter so ausgerichtet, dass 1596 01:08:44,043 --> 01:08:45,885 dieser Widerstand vermindert werden kann. 1597 01:08:45,885 --> 01:08:49,433 Das ist von einer Umkehrstellung für geeigneten Gegenschub zu unterscheiden. 1598 01:08:49,433 --> 01:08:52,474 Nicht jedes System erlaubt jede Stellung in jedem Zustand. 1599 01:08:52,474 --> 01:08:55,622 Auch hier bestimmt die lokale Blattanströmung die Kraftwirkung; die 1600 01:08:55,622 --> 01:08:59,098 zugehörigen Bedienungen und Einschränkungen gehören zur Antriebsanlage des 1601 01:08:59,098 --> 01:08:59,474 Musters. 1602 01:08:59,474 --> 01:09:03,170 Schall ist eine kleine Druckstörung, die sich durch ein Medium ausbreitet. 1603 01:09:03,170 --> 01:09:06,657 Die Schallgeschwindigkeit beschreibt ihre Ausbreitung relativ zu diesem 1604 01:09:06,657 --> 01:09:07,001 Medium. 1605 01:09:07,001 --> 01:09:10,525 Für das übliche ideale Luftmodell ergibt sie sich aus der Wurzel von 1606 01:09:10,525 --> 01:09:14,204 Isentropenexponent, spezifischer Gaskonstante und absoluter Temperatur. 1607 01:09:14,204 --> 01:09:16,712 Temperatur wird dabei in Kelvin eingesetzt. 1608 01:09:16,712 --> 01:09:19,433 Die Geschwindigkeit durch die Luft geteilt durch diese örtliche 1609 01:09:19,433 --> 01:09:21,290 Schallgeschwindigkeit liefert die Machzahl. 1610 01:09:21,290 --> 01:09:24,859 In diesem Modell ist die Schallgeschwindigkeit nicht unabhängig gleichzeitig 1611 01:09:24,859 --> 01:09:26,879 durch Höhe, Druck und Dichte frei bestimmt. 1612 01:09:26,879 --> 01:09:29,480 Über den idealen Gaszusammenhang hängt ihr entsprechendes 1613 01:09:29,480 --> 01:09:31,854 Druck-Dichte-Verhältnis mit der Temperatur zusammen. 1614 01:09:31,854 --> 01:09:35,447 Bei gleicher Temperatur ist sie deshalb näherungsweise gleich, auch wenn der 1615 01:09:35,447 --> 01:09:36,912 Umgebungsdruck verschieden ist. 1616 01:09:36,912 --> 01:09:40,592 Die Höhe kann über den tatsächlichen Temperaturverlauf einen Einfluss haben. 1617 01:09:40,592 --> 01:09:44,199 Höhe allein ist jedoch keine universelle eindeutige Temperaturangabe. 1618 01:09:44,199 --> 01:09:47,537 Wir rechnen mit einem Isentropenexponenten von eins Komma vier, einer 1619 01:09:47,537 --> 01:09:50,875 Gaskonstante von zweihundertsiebenundachtzig und einer Temperatur von 1620 01:09:50,875 --> 01:09:52,811 zweihundertsechzehn Komma sieben Kelvin. 1621 01:09:52,811 --> 01:09:55,819 Das Produkt beträgt ungefähr siebenundachtzigtausend. 1622 01:09:55,819 --> 01:09:59,719 Seine Quadratwurzel ist rund zweihundertfünfundneunzig Meter pro Sekunde. 1623 01:09:59,719 --> 01:10:03,134 Bei einer wahren Geschwindigkeit von zweihundertsechsunddreißig Metern pro 1624 01:10:03,134 --> 01:10:05,396 Sekunde ergibt die Division etwa null Komma acht. 1625 01:10:05,396 --> 01:10:08,121 Die Machzahl beträgt somit ungefähr null Komma acht. 1626 01:10:08,121 --> 01:10:11,461 Die Lernfrage lautet: Bleibt die Machzahl bei unveränderter wahrer 1627 01:10:11,461 --> 01:10:14,092 Geschwindigkeit konstant, wenn die Luft kälter wird? 1628 01:10:14,092 --> 01:10:14,899 Nein. 1629 01:10:14,899 --> 01:10:17,558 Mit kleinerer absoluter Temperatur sinkt im Modell die 1630 01:10:17,558 --> 01:10:18,641 Schallgeschwindigkeit. 1631 01:10:18,641 --> 01:10:22,371 Derselbe Geschwindigkeitsbetrag bildet dann einen größeren Anteil davon. 1632 01:10:22,371 --> 01:10:25,931 Umgekehrt benötigt dieselbe Machzahl bei wärmerer Luft eine größere wahre 1633 01:10:25,931 --> 01:10:26,711 Geschwindigkeit. 1634 01:10:26,711 --> 01:10:30,002 Diese Trennung ist für den späteren Wechsel zwischen Geschwindigkeits- und 1635 01:10:30,002 --> 01:10:31,158 Machbegrenzung wesentlich. 1636 01:10:31,158 --> 01:10:34,606 Bei langsamer Strömung können sich kleine Druckinformationen auch gegen die 1637 01:10:34,606 --> 01:10:35,940 Strömungsrichtung ausbreiten. 1638 01:10:35,940 --> 01:10:39,343 Nähert sich die Strömung der Schallgeschwindigkeit, verändern sich diese 1639 01:10:39,343 --> 01:10:40,524 Ausbreitungsverhältnisse. 1640 01:10:40,524 --> 01:10:44,059 Im Überschall kann eine kleine Störung nicht beliebig stromaufwärts wirken. 1641 01:10:44,059 --> 01:10:47,407 Daraus entstehen besondere geometrische Strukturen der Störungsausbreitung 1642 01:10:47,407 --> 01:10:49,804 und schließlich die Bedeutung von Verdichtungsstößen. 1643 01:10:49,804 --> 01:10:53,326 Mach eins ist daher eine physikalische Verhältnisgröße und keine bloße 1644 01:10:53,326 --> 01:10:54,685 besonders große Knotenzahl. 1645 01:10:54,685 --> 01:10:58,242 Die ungestörte Flugmachzahl beschreibt die Anströmung weit genug vor dem 1646 01:10:58,242 --> 01:10:58,686 Flugzeug. 1647 01:10:58,686 --> 01:11:01,254 Über einem Profil kann die Luft beschleunigt werden. 1648 01:11:01,254 --> 01:11:04,776 Deshalb kann eine Stelle bereits Schallgeschwindigkeit erreichen, obwohl die 1649 01:11:04,776 --> 01:11:06,862 ungestörte Strömung noch Unterschall besitzt. 1650 01:11:06,862 --> 01:11:10,227 Bei einer transonischen Umströmung können gleichzeitig Unterschall- und 1651 01:11:10,227 --> 01:11:11,555 Überschallgebiete auftreten. 1652 01:11:11,555 --> 01:11:14,779 Die Flügeloberfläche muss dazu nicht als Ganzes mit einer ungestörten 1653 01:11:14,779 --> 01:11:16,462 Machzahl von eins angeflogen werden. 1654 01:11:16,462 --> 01:11:20,222 Für Prüfungsaufgaben werden wahre Geschwindigkeit und örtliche Temperatur 1655 01:11:20,222 --> 01:11:23,158 verwendet, sofern genau diese Machdefinition gefragt ist. 1656 01:11:23,158 --> 01:11:26,812 Eine Geschwindigkeit über Grund darf nicht ungeprüft eingesetzt werden, weil 1657 01:11:26,812 --> 01:11:29,457 der Wind die Relativgeschwindigkeit zur Luft verändert. 1658 01:11:29,457 --> 01:11:33,084 Ebenso sind Grad Celsius vor der Wurzelrechnung in Kelvin umzuwandeln. 1659 01:11:33,084 --> 01:11:36,612 Diese beiden Bezugsfehler sind oft größer als die Rundungsdifferenzen, über 1660 01:11:36,612 --> 01:11:39,340 die in einer ansonsten korrekten Rechnung diskutiert wird. 1661 01:11:39,340 --> 01:11:42,125 Das Fahrtmesssystem verwendet Druckinformationen. 1662 01:11:42,125 --> 01:11:45,629 Die angezeigte Geschwindigkeit wird durch Instrumenten- und Einbaufehler 1663 01:11:45,629 --> 01:11:46,213 beeinflusst. 1664 01:11:46,213 --> 01:11:49,764 Nach den passenden Korrekturen ergibt sich die kalibrierte Geschwindigkeit. 1665 01:11:49,764 --> 01:11:52,833 Eine zusätzliche Berücksichtigung der Kompressibilität führt zur 1666 01:11:52,833 --> 01:11:54,223 äquivalenten Geschwindigkeit. 1667 01:11:54,223 --> 01:11:57,395 Diese ist so definiert, dass sie bei Bezugsdichte denselben dynamischen 1668 01:11:57,395 --> 01:12:00,656 Druck liefert wie die tatsächliche Strömung bei ihrer vorhandenen Dichte. 1669 01:12:00,656 --> 01:12:04,316 Die wahre Geschwindigkeit bezeichnet dagegen den Betrag der Bewegung relativ 1670 01:12:04,316 --> 01:12:04,991 zur Luftmasse. 1671 01:12:04,991 --> 01:12:08,186 Für kleine Machzahlen kann die Differenz zwischen Gesamtdruck und statischem 1672 01:12:08,186 --> 01:12:11,381 Druck näherungsweise mit einer Hälfte Dichte mal Geschwindigkeit zum Quadrat 1673 01:12:11,381 --> 01:12:12,180 beschrieben werden. 1674 01:12:12,180 --> 01:12:15,175 Bei größerer Machzahl muss die Verdichtung beim Abbremsen der Luft 1675 01:12:15,175 --> 01:12:16,173 berücksichtigt werden. 1676 01:12:16,173 --> 01:12:19,397 Der sogenannte impact pressure als Druckdifferenz ist dann nicht einfach 1677 01:12:19,397 --> 01:12:21,010 identisch mit dem dynamischen Druck. 1678 01:12:21,010 --> 01:12:24,499 Die dynamische Druckdefinition selbst bleibt eine Hälfte Dichte mal wahre 1679 01:12:24,499 --> 01:12:25,838 Geschwindigkeit zum Quadrat. 1680 01:12:25,838 --> 01:12:28,648 Verändert wird die Beziehung zur gemessenen Druckdifferenz. 1681 01:12:28,648 --> 01:12:32,012 Die äquivalente Geschwindigkeit ist für viele Lastbetrachtungen nützlich, 1682 01:12:32,012 --> 01:12:35,283 weil sie den dynamischen Druck mit einer festen Bezugsdichte verbindet. 1683 01:12:35,283 --> 01:12:38,036 Die Machzahl beschreibt hingegen das Verhältnis zur lokalen 1684 01:12:38,036 --> 01:12:40,883 Schallgeschwindigkeit und damit den Kompressibilitätszustand. 1685 01:12:40,883 --> 01:12:44,070 Zwei Zustände mit gleichem dynamischem Druck können unterschiedliche 1686 01:12:44,070 --> 01:12:45,007 Machzahlen besitzen. 1687 01:12:45,007 --> 01:12:47,877 Zwei Zustände mit gleicher Machzahl können bei unterschiedlichen 1688 01:12:47,877 --> 01:12:50,388 Umgebungsbedingungen andere dynamische Drücke aufweisen. 1689 01:12:50,388 --> 01:12:52,961 Deshalb benötigt ein Flugzeug verschiedene Arten von 1690 01:12:52,961 --> 01:12:54,149 Geschwindigkeitsgrenzen. 1691 01:12:54,149 --> 01:12:56,457 Wir rechnen einen fiktiven Dichtevergleich. 1692 01:12:56,457 --> 01:12:59,442 Die tatsächliche Dichte betrage die Hälfte der Bezugsdichte. 1693 01:12:59,442 --> 01:13:02,507 Die wahre Geschwindigkeit sei zweihundert Meter pro Sekunde. 1694 01:13:02,507 --> 01:13:06,220 Die äquivalente Geschwindigkeit ist zweihundert mal Wurzel aus null Komma 1695 01:13:06,220 --> 01:13:09,220 fünf, also ungefähr hunderteinundvierzig Meter pro Sekunde. 1696 01:13:09,220 --> 01:13:12,674 Rechnet man genauer, sind es hunderteinundvierzig Komma vier. 1697 01:13:12,674 --> 01:13:16,088 Umgekehrt entspricht derselbe äquivalente Wert bei dieser Dichte einer um 1698 01:13:16,088 --> 01:13:18,848 den Faktor Wurzel aus zwei größeren wahren Geschwindigkeit. 1699 01:13:18,848 --> 01:13:22,053 Die Lernfrage lautet: Wird das Flugzeug bei konstanter äquivalenter 1700 01:13:22,053 --> 01:13:25,067 Geschwindigkeit im Steigflug zwangsläufig mit konstanter wahrer 1701 01:13:25,067 --> 01:13:26,311 Geschwindigkeit betrieben? 1702 01:13:26,311 --> 01:13:27,119 Nein. 1703 01:13:27,119 --> 01:13:30,733 Sinkt die Dichte, muss die wahre Geschwindigkeit für denselben dynamischen 1704 01:13:30,733 --> 01:13:31,417 Druck steigen. 1705 01:13:31,417 --> 01:13:34,600 Gleichzeitig kann sich die Temperatur verändern, wodurch auch die 1706 01:13:34,600 --> 01:13:36,265 Schallgeschwindigkeit anders wird. 1707 01:13:36,265 --> 01:13:38,273 Der Machwert kann deshalb steigen. 1708 01:13:38,273 --> 01:13:41,197 Dieser Zusammenhang erklärt, warum eine zuvor maßgebliche 1709 01:13:41,197 --> 01:13:44,941 Geschwindigkeitsgrenze später durch eine Machgrenze ergänzt oder abgelöst 1710 01:13:44,941 --> 01:13:45,197 wird. 1711 01:13:45,197 --> 01:13:48,533 Eine moderne Luftdatenanlage verarbeitet die Beziehungen und liefert 1712 01:13:48,533 --> 01:13:49,515 verschiedene Größen. 1713 01:13:49,515 --> 01:13:52,514 Ihre Anzeige entbindet nicht von der Unterscheidung der Begriffe. 1714 01:13:52,514 --> 01:13:56,279 Bei Sensorfehlern können mehrere Anzeigen voneinander abhängen und gemeinsam 1715 01:13:56,279 --> 01:13:57,022 betroffen sein. 1716 01:13:57,022 --> 01:14:00,247 Die Beurteilung eines konkreten Fehlers gehört zu den System- und 1717 01:14:00,247 --> 01:14:01,041 Musterverfahren. 1718 01:14:01,041 --> 01:14:04,600 Für die Aerodynamik bleibt entscheidend, welcher physikalische Zustand durch 1719 01:14:04,600 --> 01:14:06,661 einen gültigen Wert beschrieben werden soll. 1720 01:14:06,661 --> 01:14:10,535 In einer Aufgabe werden daher zuerst Größe und Korrekturgrundlage benannt. 1721 01:14:10,535 --> 01:14:14,053 Eine Formel für äquivalente Geschwindigkeit wird nicht allein deshalb auf 1722 01:14:14,053 --> 01:14:17,715 eine angezeigte Knotenzahl angewendet, weil beide dieselbe Einheit besitzen. 1723 01:14:17,715 --> 01:14:21,425 Gegebene Vernachlässigungen können den Rechenweg vereinfachen, müssen aber 1724 01:14:21,425 --> 01:14:22,477 ausgesprochen werden. 1725 01:14:22,477 --> 01:14:25,263 Die sorgfältige Begriffsarbeit verhindert, dass eine richtige 1726 01:14:25,263 --> 01:14:28,687 Dichtebeziehung mit einer unpassenden Instrumentengröße kombiniert wird und 1727 01:14:28,687 --> 01:14:30,924 ein scheinbar präzises falsches Ergebnis liefert. 1728 01:14:30,924 --> 01:14:34,163 Ein Profil beschleunigt die Luft örtlich gegenüber der ungestörten 1729 01:14:34,163 --> 01:14:34,702 Anströmung. 1730 01:14:34,702 --> 01:14:38,032 Deshalb kann bereits bei einer ungestörten Unterschallmachzahl irgendwo am 1731 01:14:38,032 --> 01:14:40,146 Flugzeug Schallgeschwindigkeit erreicht werden. 1732 01:14:40,146 --> 01:14:43,789 Die niedrigste entsprechende ungestörte Machzahl wird als kritische Machzahl 1733 01:14:43,789 --> 01:14:44,316 bezeichnet. 1734 01:14:44,316 --> 01:14:46,917 Diese Definition beschreibt einen lokalen Beginn. 1735 01:14:46,917 --> 01:14:49,801 Sie bedeutet nicht, dass das gesamte Flugzeug nun eine freie 1736 01:14:49,801 --> 01:14:53,454 Überschallströmung vor sich hat oder dass jede Oberfläche zugleich denselben 1737 01:14:53,454 --> 01:14:54,272 Zustand erreicht. 1738 01:14:54,272 --> 01:14:57,186 Wird die ungestörte Machzahl weiter erhöht, können örtliche 1739 01:14:57,186 --> 01:14:59,459 Überschallgebiete entstehen und größer werden. 1740 01:14:59,459 --> 01:15:02,306 Ihre Rückkehr in einen nachfolgenden Unterschallbereich kann mit 1741 01:15:02,306 --> 01:15:03,819 Verdichtungsstößen verbunden sein. 1742 01:15:03,819 --> 01:15:07,289 Mit zunehmender Stärke und ungünstiger Grenzschichtwechselwirkung wächst der 1743 01:15:07,289 --> 01:15:08,202 Widerstand deutlich. 1744 01:15:08,202 --> 01:15:11,810 Die Widerstandsdivergenzmachzahl beschreibt einen festgelegten Punkt dieses 1745 01:15:11,810 --> 01:15:12,628 starken Anstiegs. 1746 01:15:12,628 --> 01:15:15,998 Ihre genaue technische Definition kann eine bestimmte Steigung oder eine 1747 01:15:15,998 --> 01:15:17,916 vereinbarte Widerstandszunahme verwenden. 1748 01:15:17,916 --> 01:15:21,551 Kritische Machzahl und Widerstandsdivergenz sind daher keine austauschbaren 1749 01:15:21,551 --> 01:15:21,987 Begriffe. 1750 01:15:21,987 --> 01:15:25,068 Beim ersten örtlichen Erreichen der Schallgeschwindigkeit muss noch kein 1751 01:15:25,068 --> 01:15:27,164 großer betrieblicher Widerstandssprung vorliegen. 1752 01:15:27,164 --> 01:15:30,364 Umgekehrt kann ein Zustand mit deutlicher Widerstandszunahme bereits 1753 01:15:30,364 --> 01:15:31,916 erheblich weiter entwickelt sein. 1754 01:15:31,916 --> 01:15:35,292 Wer beide Punkte in einem Diagramm zusammenlegt, verliert den zeitlichen 1755 01:15:35,292 --> 01:15:38,762 beziehungsweise geschwindigkeitsbezogenen Entwicklungsweg zwischen lokalem 1756 01:15:38,762 --> 01:15:40,919 Beginn und ausgeprägter aerodynamischer Folge. 1757 01:15:40,919 --> 01:15:44,538 Die Lernfrage lautet: Ist die kritische Machzahl eines Flügels für jeden 1758 01:15:44,538 --> 01:15:45,744 Auftriebsbeiwert gleich? 1759 01:15:45,744 --> 01:15:46,552 Nein. 1760 01:15:46,552 --> 01:15:49,754 Bei höherem benötigtem Beiwert kann die Beschleunigung auf der Oberseite 1761 01:15:49,754 --> 01:15:52,334 stärker werden und lokaler Schallzustand früher auftreten. 1762 01:15:52,334 --> 01:15:56,174 Profilform, Dicke und Pfeilung beeinflussen die Verteilung ebenfalls. 1763 01:15:56,174 --> 01:15:59,844 Ein veröffentlichter Wert benötigt deshalb einen dazugehörigen Zustand. 1764 01:15:59,844 --> 01:16:03,338 Eine einzige Zahl ohne Auftriebs- und Konfigurationsbezug erklärt den 1765 01:16:03,338 --> 01:16:04,705 gesamten Flugbereich nicht. 1766 01:16:04,705 --> 01:16:06,720 Wir lesen ein fiktives Diagramm. 1767 01:16:06,720 --> 01:16:10,050 Die kritische Machzahl liege in einem Zustand bei null Komma sieben zwei, 1768 01:16:10,050 --> 01:16:13,288 der gewählte Punkt der Widerstandsdivergenz bei null Komma sieben acht. 1769 01:16:13,288 --> 01:16:15,741 Die Differenz beträgt null Komma null sechs Mach. 1770 01:16:15,741 --> 01:16:18,885 Bei örtlicher Schallgeschwindigkeit von dreihundert Metern pro Sekunde 1771 01:16:18,885 --> 01:16:22,163 entspricht diese Differenz achtzehn Metern pro Sekunde ungestörter wahrer 1772 01:16:22,163 --> 01:16:22,882 Geschwindigkeit. 1773 01:16:22,882 --> 01:16:26,716 Das ist eine Umrechnung bei gleicher Temperatur, keine Aussage über einen 1774 01:16:26,716 --> 01:16:28,134 zulässigen Betriebsabstand. 1775 01:16:28,134 --> 01:16:31,690 Ein dünneres oder entsprechend gestaltetes Profil kann die Druckverteilung 1776 01:16:31,690 --> 01:16:34,910 so verändern, dass kritische Zustände später oder milder auftreten. 1777 01:16:34,910 --> 01:16:38,634 Allerdings müssen Struktur, nutzbarer Innenraum und langsame Eigenschaften 1778 01:16:38,634 --> 01:16:40,245 ebenfalls berücksichtigt werden. 1779 01:16:40,245 --> 01:16:43,782 Ein höherer kritischer Machwert allein beschreibt keinen insgesamt besseren 1780 01:16:43,782 --> 01:16:44,112 Flügel. 1781 01:16:44,112 --> 01:16:47,992 Die Auslegung verbindet verschiedene Auftriebsbeiwerte, Reynoldsbereiche und 1782 01:16:47,992 --> 01:16:51,769 Flugphasen, statt nur einen maximal günstigen Diagrammpunkt zu optimieren. 1783 01:16:51,769 --> 01:16:54,852 Für eine Prüfungsantwort wird die Kette ausgesprochen: örtliche 1784 01:16:54,852 --> 01:16:58,130 Beschleunigung führt zuerst zu lokalem Schallzustand, danach können 1785 01:16:58,130 --> 01:17:01,849 Überschallfelder und Stöße entstehen, und deren Entwicklung kann Widerstand, 1786 01:17:01,849 --> 01:17:03,513 Buffet sowie Momente beeinflussen. 1787 01:17:03,513 --> 01:17:07,149 Die zulässige maximale Betriebsmachzahl wird davon getrennt behandelt. 1788 01:17:07,149 --> 01:17:10,918 Sie wird aus der gesamten Flugzeugauslegung und ihren Nachweisen festgelegt. 1789 01:17:10,918 --> 01:17:14,354 Sie ist weder automatisch die kritische Machzahl noch eine beliebig gewählte 1790 01:17:14,354 --> 01:17:15,937 Stelle einer einzelnen Profilkurve. 1791 01:17:15,937 --> 01:17:19,280 In einer geeigneten Überschallströmung kann eine Verdichtung nicht beliebig 1792 01:17:19,280 --> 01:17:21,820 als sanft nach vorn laufende Information verteilt werden. 1793 01:17:21,820 --> 01:17:25,353 Es können Verdichtungsstöße entstehen, in denen sich Druck, Dichte, 1794 01:17:25,353 --> 01:17:29,043 Temperatur und Geschwindigkeit über eine sehr dünne Zone stark ändern. 1795 01:17:29,043 --> 01:17:32,019 Ein Normalstoß steht senkrecht zur ankommenden Strömung. 1796 01:17:32,019 --> 01:17:35,442 Ein schräger Stoß ist dazu geneigt und kann mit einer Umlenkung verbunden 1797 01:17:35,442 --> 01:17:35,676 sein. 1798 01:17:35,676 --> 01:17:38,678 Seine Wirkung wird unter anderem durch die zur Stoßfront normale 1799 01:17:38,678 --> 01:17:40,366 Geschwindigkeitskomponente bestimmt. 1800 01:17:40,366 --> 01:17:43,453 Über einen Normalstoß wird eine zuvor überschallschnelle Strömung im 1801 01:17:43,453 --> 01:17:45,043 üblichen Modell unterschallschnell. 1802 01:17:45,043 --> 01:17:48,788 Statischer Druck, statische Temperatur und Dichte steigen, während der 1803 01:17:48,788 --> 01:17:50,447 Geschwindigkeitsbetrag abnimmt. 1804 01:17:50,447 --> 01:17:53,485 Der Vorgang ist irreversibel; die Entropie steigt. 1805 01:17:53,485 --> 01:17:55,046 Der Gesamtdruck nimmt ab. 1806 01:17:55,046 --> 01:17:58,729 Gesamttemperatur und Gesamtenthalpie bleiben im adiabatischen Modell ohne 1807 01:17:58,729 --> 01:17:59,890 äußere Arbeit erhalten. 1808 01:17:59,890 --> 01:18:03,444 Es wäre deshalb falsch, aus dem Anstieg der statischen Temperatur eine 1809 01:18:03,444 --> 01:18:06,491 entsprechende Zunahme jeder Temperaturdefinition abzuleiten. 1810 01:18:06,491 --> 01:18:09,837 Ein schräger Stoß muss die gesamte nachfolgende Strömung nicht zwangsläufig 1811 01:18:09,837 --> 01:18:11,042 in den Unterschall bringen. 1812 01:18:11,042 --> 01:18:14,429 Abhängig von Anströmmachzahl und Umlenkung kann der nachfolgende Zustand 1813 01:18:14,429 --> 01:18:15,841 weiter überschallschnell sein. 1814 01:18:15,841 --> 01:18:19,376 Die normalen Stoßbeziehungen werden auf die passende normale Komponente 1815 01:18:19,376 --> 01:18:19,774 bezogen. 1816 01:18:19,774 --> 01:18:22,949 Damit wird verständlich, warum ein gezeichneter Stoß nicht in jeder 1817 01:18:22,949 --> 01:18:25,602 Geometrie dieselbe Wirkung auf die gesamte Machzahl hat. 1818 01:18:25,602 --> 01:18:27,989 Richtung und Stärke gehören zur Beschreibung. 1819 01:18:27,989 --> 01:18:31,510 Wir rechnen für ideale Luft einen fiktiven Normalstoß bei Mach zwei. 1820 01:18:31,510 --> 01:18:34,627 Für das Verhältnis der statischen Drücke gilt in diesem Modell eins plus 1821 01:18:34,627 --> 01:18:37,916 zwei mal eins Komma vier geteilt durch zwei Komma vier mal der Differenz aus 1822 01:18:37,916 --> 01:18:38,522 vier und eins. 1823 01:18:38,522 --> 01:18:41,920 Zwei Komma acht geteilt durch zwei Komma vier sind ungefähr eins Komma eins 1824 01:18:41,920 --> 01:18:42,508 sechs sieben. 1825 01:18:42,508 --> 01:18:45,109 Mal drei und plus eins ergibt vier Komma fünf. 1826 01:18:45,109 --> 01:18:48,813 Der statische Druck hinter dem Stoß beträgt somit das Vierkommafünffache des 1827 01:18:48,813 --> 01:18:49,690 vorherigen Wertes. 1828 01:18:49,690 --> 01:18:53,251 Die Lernfrage lautet: Ist dieser Druckanstieg ein Gewinn an nutzbarem 1829 01:18:53,251 --> 01:18:53,870 Gesamtdruck? 1830 01:18:53,870 --> 01:18:54,678 Nein. 1831 01:18:54,678 --> 01:18:57,819 Statischer Druck steigt durch die Verdichtung, gleichzeitig sinkt der 1832 01:18:57,819 --> 01:18:59,867 Gesamtdruck wegen der irreversiblen Verluste. 1833 01:18:59,867 --> 01:19:02,671 Die verschiedenen Druckbegriffe dürfen nicht vertauscht werden. 1834 01:19:02,671 --> 01:19:06,249 Ein anschaulicher Vergleich ist das Abbremsen einer Strömung mit Verlusten: 1835 01:19:06,249 --> 01:19:09,684 Eine größere örtliche Druckanzeige beweist nicht, dass die gesamte zuvor 1836 01:19:09,684 --> 01:19:11,783 verfügbare mechanische Güte erhalten bleibt. 1837 01:19:11,783 --> 01:19:15,084 Bei einer geeigneten Umlenkung der Überschallströmung von einer Oberfläche 1838 01:19:15,084 --> 01:19:17,403 weg kann stattdessen ein Expansionsfächer entstehen. 1839 01:19:17,403 --> 01:19:21,120 Darin beschleunigt die Luft; statischer Druck und statische Temperatur 1840 01:19:21,120 --> 01:19:21,491 sinken. 1841 01:19:21,491 --> 01:19:23,882 Der idealisierte Vorgang ist isentrop. 1842 01:19:23,882 --> 01:19:27,074 Eine Expansion wird daher nicht als umgekehrter verlustbehafteter 1843 01:19:27,074 --> 01:19:28,400 Verdichtungsstoß behandelt. 1844 01:19:28,400 --> 01:19:32,124 Die Strömungsrichtung und die Frage, ob eine Oberfläche die Luft verdichtet 1845 01:19:32,124 --> 01:19:34,755 oder entspannt, bestimmen den passenden Zusammenhang. 1846 01:19:34,755 --> 01:19:38,056 Am realen Flügel trifft ein Stoß auf eine vorhandene Grenzschicht. 1847 01:19:38,056 --> 01:19:41,361 Deren wandnahe Luft kann den starken Druckanstieg möglicherweise nicht 1848 01:19:41,361 --> 01:19:42,446 überwinden und ablösen. 1849 01:19:42,446 --> 01:19:45,876 Genau diese Wechselwirkung verbindet die gasdynamischen Beziehungen mit 1850 01:19:45,876 --> 01:19:47,663 Widerstand, Buffet und Steuerwirkung. 1851 01:19:47,663 --> 01:19:50,816 Ein Stoßdiagramm ohne Grenzschicht ist deshalb ein Teilmodell. 1852 01:19:50,816 --> 01:19:54,043 Für das Verständnis eines Verkehrsflugzeugs werden anschließend beide 1853 01:19:54,043 --> 01:19:57,130 Beschreibungen zusammengeführt, ohne die sauberen Definitionen der 1854 01:19:57,130 --> 01:19:58,954 statischen und Gesamtgrößen aufzugeben. 1855 01:19:58,954 --> 01:20:02,571 Kompressible Strömung kann zusätzliche Widerstandsbeiträge erzeugen. 1856 01:20:02,571 --> 01:20:06,058 Wellenwiderstand hängt mit den Druck- und Strömungsfeldern zusammen, die bei 1857 01:20:06,058 --> 01:20:08,123 geeigneten hohen Geschwindigkeiten entstehen. 1858 01:20:08,123 --> 01:20:11,136 Im transonischen Bereich können lokale Überschallgebiete und 1859 01:20:11,136 --> 01:20:12,543 Verdichtungsstöße auftreten. 1860 01:20:12,543 --> 01:20:15,979 Deren Druckverteilungen und Verluste verändern den Gesamtwiderstand. 1861 01:20:15,979 --> 01:20:19,632 Bei zunehmender Machzahl kann ein zuvor relativ günstiger Verlauf deshalb 1862 01:20:19,632 --> 01:20:20,432 stark ansteigen. 1863 01:20:20,432 --> 01:20:24,094 Eine Polare mit unverändertem Grundbeiwert bildet diesen Bereich nicht mehr 1864 01:20:24,094 --> 01:20:24,826 zuverlässig ab. 1865 01:20:24,826 --> 01:20:27,341 Ein stärkerer Stoß kann die Grenzschicht ablösen. 1866 01:20:27,341 --> 01:20:31,292 Die Lage von Stoß und Ablösung kann schwanken, sodass unstationäre Lasten 1867 01:20:31,292 --> 01:20:31,833 entstehen. 1868 01:20:31,833 --> 01:20:34,177 Diese können sich als Buffet bemerkbar machen. 1869 01:20:34,177 --> 01:20:37,300 Das Schütteln ist damit eine Folge eines Strömungszustands und keine 1870 01:20:37,300 --> 01:20:39,551 eigenständige eindeutige Geschwindigkeitsanzeige. 1871 01:20:39,551 --> 01:20:43,048 Auch andere aerodynamische oder technische Ursachen können Schwingungen 1872 01:20:43,048 --> 01:20:43,639 hervorrufen. 1873 01:20:43,639 --> 01:20:47,227 Für eine Einordnung werden mehrere gültige Informationen über den Zustand 1874 01:20:47,227 --> 01:20:48,211 zusammen betrachtet. 1875 01:20:48,211 --> 01:20:50,660 Wir rechnen eine fiktive Widerstandszunahme. 1876 01:20:50,660 --> 01:20:54,104 Der dynamische Druck betrage zwölftausend Pascal und die Bezugsfläche 1877 01:20:54,104 --> 01:20:55,152 achtzig Quadratmeter. 1878 01:20:55,152 --> 01:20:58,469 Ein zusätzlicher Widerstandsbeiwert von null Komma null eins fünf ergibt 1879 01:20:58,469 --> 01:21:01,003 zwölftausend mal achtzig mal null Komma null eins fünf. 1880 01:21:01,003 --> 01:21:04,680 Das sind vierzehntausendvierhundert Newton zusätzliche Widerstandskraft. 1881 01:21:04,680 --> 01:21:08,107 Bei zweihundertfünfzig Metern pro Sekunde entspricht deren Produkt drei 1882 01:21:08,107 --> 01:21:10,617 Komma sechs Megawatt zusätzlicher Vortriebsleistung. 1883 01:21:10,617 --> 01:21:14,142 Ein scheinbar kleiner Beiwert kann also eine große energetische Wirkung 1884 01:21:14,142 --> 01:21:14,589 besitzen. 1885 01:21:14,589 --> 01:21:18,040 Die Lernfrage lautet: Wenn das Flugzeug bei hoher Geschwindigkeit Buffet 1886 01:21:18,040 --> 01:21:21,108 zeigt, kann nur eine Verringerung des Anstellwinkels die Ursache 1887 01:21:21,108 --> 01:21:21,684 beschreiben? 1888 01:21:21,684 --> 01:21:25,457 Der tatsächliche Zustand kann von Machzahl und Auftriebsbeiwert gemeinsam 1889 01:21:25,457 --> 01:21:25,923 abhängen. 1890 01:21:25,923 --> 01:21:29,063 Eine hohe Belastung kann auch bei hoher Geschwindigkeit einen großen 1891 01:21:29,063 --> 01:21:30,217 Auftriebsbedarf erzeugen. 1892 01:21:30,217 --> 01:21:33,569 Die Begriffe Hochgeschwindigkeitsbuffet und Niedriggeschwindigkeitsbuffet 1893 01:21:33,569 --> 01:21:37,013 benennen unterschiedliche typische Bereiche, bilden aber keine ausreichende 1894 01:21:37,013 --> 01:21:38,298 Diagnose ohne weitere Daten. 1895 01:21:38,298 --> 01:21:41,841 Die zugrunde liegende Buffetgrenze wird deshalb häufig als Fläche mehrerer 1896 01:21:41,841 --> 01:21:43,133 Einflussgrößen dargestellt. 1897 01:21:43,133 --> 01:21:46,704 Ein Manöver bei konstanter Machzahl kann den benötigten Beiwert erhöhen. 1898 01:21:46,704 --> 01:21:50,045 Das kann die Druckverteilung so verändern, dass Stoß und Ablösung 1899 01:21:50,045 --> 01:21:51,022 ungünstiger werden. 1900 01:21:51,022 --> 01:21:54,371 Eine größere Reserve in der Machrichtung bedeutet daher nicht automatisch 1901 01:21:54,371 --> 01:21:56,389 dieselbe Reserve bei höherem Lastvielfachen. 1902 01:21:56,389 --> 01:22:00,006 Umgekehrt beweist ein unveränderter angezeigter Geschwindigkeitswert keine 1903 01:22:00,006 --> 01:22:03,573 unveränderte Machreserve, wenn sich Umgebungsbedingungen oder Flugzustand 1904 01:22:03,573 --> 01:22:03,915 ändern. 1905 01:22:03,915 --> 01:22:06,170 Die Grenzen besitzen mehrere Dimensionen. 1906 01:22:06,170 --> 01:22:09,459 Stoßbedingte Ablösung kann außerdem Steuerflächen beeinflussen. 1907 01:22:09,459 --> 01:22:13,113 Druckkräfte und Scharniermomente können sich verändern; unstationäre Effekte 1908 01:22:13,113 --> 01:22:15,758 können als Ruderbuzz oder andere Bewegungen erscheinen. 1909 01:22:15,758 --> 01:22:19,224 Eine kräftig ausgelegte Steueranlage entfernt nicht automatisch die 1910 01:22:19,224 --> 01:22:20,414 aerodynamische Ursache. 1911 01:22:20,414 --> 01:22:24,629 Struktur, Stellkräfte, Strömung und Flugsteuerung arbeiten im zugelassenen 1912 01:22:24,629 --> 01:22:25,597 Bereich zusammen. 1913 01:22:25,597 --> 01:22:29,151 Jede einzelne Eigenschaft nur für sich zu betrachten, würde die Bedeutung 1914 01:22:29,151 --> 01:22:30,758 einer Betriebsgrenze verkleinern. 1915 01:22:30,758 --> 01:22:34,014 Für Aufgaben wird der zusätzliche Widerstand zunächst mit konsistentem 1916 01:22:34,014 --> 01:22:36,573 dynamischem Druck und derselben Bezugsfläche berechnet. 1917 01:22:36,573 --> 01:22:40,828 Danach wird geprüft, ob eine Schubreserve oder eine Leistungsreserve gefragt 1918 01:22:40,828 --> 01:22:41,052 ist. 1919 01:22:41,052 --> 01:22:43,784 Newton und Watt beantworten unterschiedliche Fragen. 1920 01:22:43,784 --> 01:22:47,262 Die qualitative Erklärung ergänzt den Zahlenwert: Mehr Schubbedarf entsteht 1921 01:22:47,262 --> 01:22:50,601 hier durch einen veränderten kompressiblen Strömungszustand, nicht durch 1922 01:22:50,601 --> 01:22:53,847 eine plötzlich größer gewordene Flugzeugmasse oder einen versehentlich 1923 01:22:53,847 --> 01:22:55,146 vertauschten Gewichtsvektor. 1924 01:22:55,146 --> 01:22:58,720 Ein gepfeilter Flügel besitzt gegenüber der Anströmung eine schräg liegende 1925 01:22:58,720 --> 01:22:59,911 geometrische Bezugslinie. 1926 01:22:59,911 --> 01:23:03,369 In einem vereinfachten Modell wird die Strömung in eine dazu normale und 1927 01:23:03,369 --> 01:23:05,242 eine dazu parallele Komponente zerlegt. 1928 01:23:05,242 --> 01:23:07,788 Die normale Komponente ist für bestimmte Profil- und 1929 01:23:07,788 --> 01:23:09,893 Kompressibilitätseffekte besonders wichtig. 1930 01:23:09,893 --> 01:23:13,404 Mit geeigneter Pfeilung ist sie kleiner als die volle Fluggeschwindigkeit. 1931 01:23:13,404 --> 01:23:16,642 Dadurch kann ein Flügel bestimmte kritische Zustände erst bei höherer 1932 01:23:16,642 --> 01:23:18,284 ungestörter Flugmachzahl erreichen. 1933 01:23:18,284 --> 01:23:21,833 Die oft verwendete Kosinusbeziehung ist eine anschauliche Näherung und kein 1934 01:23:21,833 --> 01:23:23,441 vollständiges Konstruktionsgesetz. 1935 01:23:23,441 --> 01:23:27,302 Ein realer Flügel hat endliche Spannweite, Dickenverteilung, Zuspitzung und 1936 01:23:27,302 --> 01:23:29,516 verschiedene Bezugslinien für die Pfeilung. 1937 01:23:29,516 --> 01:23:32,956 Dreißig Grad Vorderkantenpfeilung sind nicht ohne Weiteres identisch mit 1938 01:23:32,956 --> 01:23:34,676 dreißig Grad an jeder anderen Linie. 1939 01:23:34,676 --> 01:23:38,100 Die genaue Definition des Winkels gehört deshalb zu jeder numerischen 1940 01:23:38,100 --> 01:23:38,596 Anwendung. 1941 01:23:38,596 --> 01:23:42,141 Auch Auftriebsbeiwert und räumliche Strömung müssen berücksichtigt werden. 1942 01:23:42,141 --> 01:23:45,762 Wir rechnen mit fiktiven fünfunddreißig Grad Pfeilung und einer Flugmachzahl 1943 01:23:45,762 --> 01:23:46,953 von null Komma acht fünf. 1944 01:23:46,953 --> 01:23:49,889 Der Kosinus beträgt ungefähr null Komma acht eins neun. 1945 01:23:49,889 --> 01:23:53,369 Multipliziert ergibt sich für die betrachtete normale Komponente rund null 1946 01:23:53,369 --> 01:23:54,451 Komma sechs neun sechs. 1947 01:23:54,451 --> 01:23:57,018 Sie beträgt also ungefähr Mach null Komma sieben. 1948 01:23:57,018 --> 01:24:00,583 Daraus folgt nicht, dass die gesamte Oberfläche überall unter dieser 1949 01:24:00,583 --> 01:24:01,422 Machzahl bleibt. 1950 01:24:01,422 --> 01:24:05,279 Lokale Beschleunigung und dreidimensionale Einflüsse kommen weiterhin hinzu. 1951 01:24:05,279 --> 01:24:09,482 Die Lernfrage lautet: Ist maximale Pfeilung für jede Flugphase optimal? 1952 01:24:09,482 --> 01:24:10,290 Nein. 1953 01:24:10,290 --> 01:24:13,780 Im langsamen Flug können Auftriebsanstieg, maximaler Auftrieb und 1954 01:24:13,780 --> 01:24:15,767 Ablösereihenfolge ungünstiger werden. 1955 01:24:15,767 --> 01:24:19,317 Spannweitige Strömung kann energiereduzierte Grenzschichtluft in Richtung 1956 01:24:19,317 --> 01:24:20,631 Außenflügel transportieren. 1957 01:24:20,631 --> 01:24:23,722 Zusammen mit Zuspitzung und Lastverteilung kann das eine frühe 1958 01:24:23,722 --> 01:24:25,317 Außenflügelablösung begünstigen. 1959 01:24:25,317 --> 01:24:28,963 Auslegungshilfen wie Schränkung, Zäune, Wirbel erzeugende Elemente und 1960 01:24:28,963 --> 01:24:32,245 passende Vorderkantensysteme werden gezielt dagegen eingesetzt. 1961 01:24:32,245 --> 01:24:35,813 Bei einem nach hinten gepfeilten Flügel liegen Außenbereiche weiter hinten. 1962 01:24:35,813 --> 01:24:39,372 Wenn dort Auftrieb verloren geht, kann ein stabilisierender Beitrag hinter 1963 01:24:39,372 --> 01:24:40,766 dem Schwerpunkt verschwinden. 1964 01:24:40,766 --> 01:24:43,261 Dadurch kann eine aufnickende Tendenz entstehen. 1965 01:24:43,261 --> 01:24:46,487 Der genaue Verlauf hängt von Lastverteilung und Schwerpunkt ab. 1966 01:24:46,487 --> 01:24:49,667 Dieser Zusammenhang erklärt einen Teil des möglichen Pitch-up-Verhaltens und 1967 01:24:49,667 --> 01:24:52,806 unterscheidet sich von der kopflastigen Mach-tuck-Tendenz durch eine andere 1968 01:24:52,806 --> 01:24:54,019 Druck- oder Lastverschiebung. 1969 01:24:54,019 --> 01:24:57,244 Ein tiefer überzogener Zustand, häufig Deep Stall genannt, kann bei 1970 01:24:57,244 --> 01:24:59,458 bestimmten Auslegungen durch einen ungünstigen 1971 01:24:59,458 --> 01:25:02,249 Hochanstellwinkel-Gleichgewichtszustand begünstigt werden. 1972 01:25:02,249 --> 01:25:05,261 Bei manchen T-Leitwerken kann die stark gestörte Flügelströmung das 1973 01:25:05,261 --> 01:25:08,317 Höhenleitwerk abschatten und dessen Wirksamkeit deutlich vermindern. 1974 01:25:08,317 --> 01:25:11,523 Das ist keine unvermeidliche Eigenschaft jedes T-Leitwerks. 1975 01:25:11,523 --> 01:25:14,676 Die gesamte Momentenkurve und Steuerreserve sind entscheidend. 1976 01:25:14,676 --> 01:25:18,018 Vorbeugende Auslegung und gegebenenfalls Warn- oder Schutzfunktionen sollen 1977 01:25:18,018 --> 01:25:20,825 den Zugang zu einem solchen Bereich verhindern; eine allgemeine 1978 01:25:20,825 --> 01:25:23,320 Wiederherstellungsfolge lässt sich daraus nicht angeben. 1979 01:25:23,320 --> 01:25:26,144 Pfeilung beeinflusst außerdem die Reaktion auf Schieben. 1980 01:25:26,144 --> 01:25:28,854 Beide Flügelhälften werden dann in geeigneten Bedingungen mit 1981 01:25:28,854 --> 01:25:31,831 unterschiedlichen wirksamen Pfeilungs- und Geschwindigkeitsanteilen 1982 01:25:31,831 --> 01:25:32,320 angeströmt. 1983 01:25:32,320 --> 01:25:35,707 Dadurch entstehen gekoppelte Rollmomente, die mit der zuvor erklärten 1984 01:25:35,707 --> 01:25:37,523 seitlichen Stabilität zusammenhängen. 1985 01:25:37,523 --> 01:25:41,113 Ein aerodynamischer Vorteil in der Machrichtung hat also zugleich Folgen für 1986 01:25:41,113 --> 01:25:42,199 andere Bewegungsachsen. 1987 01:25:42,199 --> 01:25:45,561 Die Gestaltung eines Verkehrsflugzeugflügels verbindet diese Eigenschaften 1988 01:25:45,561 --> 01:25:46,833 durch die gesamte Auslegung. 1989 01:25:46,833 --> 01:25:50,231 Für die Prüfung wird der Zweck der Pfeilung präzise benannt: Sie verändert 1990 01:25:50,231 --> 01:25:53,125 bestimmte wirksame Anströmkomponenten und damit die Entwicklung 1991 01:25:53,125 --> 01:25:54,135 kompressibler Effekte. 1992 01:25:54,135 --> 01:25:57,141 Die Aussage Luft hat einen längeren Weg genügt dafür nicht. 1993 01:25:57,141 --> 01:26:00,733 Anschließend werden die Nachteile und Gegenmaßnahmen im langsamen Bereich 1994 01:26:00,733 --> 01:26:01,127 erklärt. 1995 01:26:01,127 --> 01:26:04,271 So entsteht ein nachvollziehbarer Zusammenhang zwischen gepfeilter 1996 01:26:04,271 --> 01:26:07,797 Reisekonfiguration, umfangreichen Hochauftriebssystemen und den besonderen 1997 01:26:07,797 --> 01:26:10,179 Anforderungen an Stabilität und Überziehverhalten. 1998 01:26:10,179 --> 01:26:13,206 Mit steigender Machzahl kann sich die Druckverteilung um den Flügel 1999 01:26:13,206 --> 01:26:14,155 wesentlich verändern. 2000 01:26:14,155 --> 01:26:17,388 Eine resultierende Lastverschiebung nach hinten kann ein zusätzliches 2001 01:26:17,388 --> 01:26:19,638 kopflastiges Moment um den Schwerpunkt erzeugen. 2002 01:26:19,638 --> 01:26:23,022 Diese Tendenz wird im entsprechenden Hochgeschwindigkeitszusammenhang als 2003 01:26:23,022 --> 01:26:23,995 Mach Tuck bezeichnet. 2004 01:26:23,995 --> 01:26:27,976 Die tatsächlich beobachtete Reaktion hängt außerdem von Flügelgeometrie, 2005 01:26:27,976 --> 01:26:31,735 Stoßentwicklung, Ablösung, Leitwerksanströmung und Flugsteuerung ab. 2006 01:26:31,735 --> 01:26:35,562 Ein einziger wandernder Druckpunkt ist deshalb eine vereinfachte Erklärung, 2007 01:26:35,562 --> 01:26:37,093 keine vollständige Simulation. 2008 01:26:37,093 --> 01:26:40,379 Der aerodynamische Bezugspunkt eines Profils und sein Druckpunkt sind 2009 01:26:40,379 --> 01:26:41,618 unterschiedliche Begriffe. 2010 01:26:41,618 --> 01:26:45,025 Am aerodynamischen Zentrum ist das Moment unter den gewählten Bedingungen 2011 01:26:45,025 --> 01:26:47,778 gegenüber einer Auftriebsänderung vergleichsweise konstant. 2012 01:26:47,778 --> 01:26:50,992 Der Druckpunkt fasst die resultierende Kraftwirkung unter einer bestimmten 2013 01:26:50,992 --> 01:26:53,034 Darstellung zusammen und kann sich verschieben. 2014 01:26:53,034 --> 01:26:55,827 Bei stark veränderlicher kompressibler Strömung dürfen bekannte 2015 01:26:55,827 --> 01:26:58,664 Unterschallbeziehungen nicht unverändert fortgeschrieben werden. 2016 01:26:58,664 --> 01:27:01,817 Die Momentenkurve muss für den betreffenden Bereich betrachtet werden. 2017 01:27:01,817 --> 01:27:04,089 Wir rechnen eine fiktive Lastverschiebung. 2018 01:27:04,089 --> 01:27:07,183 Eine Auftriebskraft von zweihunderttausend Newton verschiebe ihre 2019 01:27:07,183 --> 01:27:10,753 Wirkungslinie um null Komma zwei Meter nach hinten, während andere Beiträge 2020 01:27:10,753 --> 01:27:12,134 zunächst unverändert bleiben. 2021 01:27:12,134 --> 01:27:15,738 Der zusätzliche Momentenbetrag beträgt vierzigtausend Newtonmeter. 2022 01:27:15,738 --> 01:27:19,603 Ob er im gewählten Vorzeichensystem negativ ist, wird durch die festgelegte 2023 01:27:19,603 --> 01:27:20,737 Nickrichtung bestimmt. 2024 01:27:20,737 --> 01:27:23,751 Bei der üblichen Lage erzeugt die rückwärtig verschobene nach oben 2025 01:27:23,751 --> 01:27:25,897 gerichtete Kraft hier eine kopflastige Tendenz. 2026 01:27:25,897 --> 01:27:28,597 Die Lernfrage lautet: Muss ein Mach-trim-System jedes 2027 01:27:28,597 --> 01:27:31,195 Hochgeschwindigkeitsproblem vollständig beseitigen? 2028 01:27:31,195 --> 01:27:32,003 Nein. 2029 01:27:32,003 --> 01:27:35,043 Eine dafür vorgesehene Funktion kann bestimmte Momentenänderungen 2030 01:27:35,043 --> 01:27:37,521 kompensieren oder die Längscharakteristik verbessern. 2031 01:27:37,521 --> 01:27:41,122 Sie hebt aber nicht jede Buffet-, Struktur- oder Steuergrenze auf. 2032 01:27:41,122 --> 01:27:44,505 Auch ihre Verfügbarkeit und ihre Regelmöglichkeiten sind begrenzt. 2033 01:27:44,505 --> 01:27:48,133 Eine erfolgreich ausgeglichene Nicktendenz ist kein Nachweis dafür, dass 2034 01:27:48,133 --> 01:27:51,055 andere aerodynamische Reserven weiterhin ausreichend sind. 2035 01:27:51,055 --> 01:27:54,302 Superkritische Profile werden so gestaltet, dass der Druckverlauf im 2036 01:27:54,302 --> 01:27:56,689 vorgesehenen transonischen Bereich günstiger wird. 2037 01:27:56,689 --> 01:27:59,673 Eine vergleichsweise flache Oberseitenform und eine passende hintere 2038 01:27:59,673 --> 01:28:02,832 Belastung können die lokale Überschallentwicklung und den abschließenden 2039 01:28:02,832 --> 01:28:03,402 Stoß mildern. 2040 01:28:03,402 --> 01:28:06,853 Dadurch können Widerstandsanstieg und ungünstige Ablösung unter geeigneten 2041 01:28:06,853 --> 01:28:08,252 Bedingungen verschoben werden. 2042 01:28:08,252 --> 01:28:11,596 Die Bezeichnung bedeutet nicht, dass auf dem Flügel keinerlei lokale 2043 01:28:11,596 --> 01:28:14,153 Überschallströmung oder Stoßwellen auftreten dürfen. 2044 01:28:14,153 --> 01:28:17,734 Eine solche Auslegung kann bei einem vorgesehenen Reisepunkt günstig sein 2045 01:28:17,734 --> 01:28:21,365 und trotzdem besondere Anforderungen an Moment, Struktur oder Hochauftrieb 2046 01:28:21,365 --> 01:28:21,659 haben. 2047 01:28:21,659 --> 01:28:24,960 Auch die Flügel-Rumpf-Verbindung beeinflusst die räumliche Druckverteilung. 2048 01:28:24,960 --> 01:28:28,535 Ein isoliertes Profil erreicht im vollständigen Flugzeug nicht automatisch 2049 01:28:28,535 --> 01:28:29,840 exakt dieselben Ergebnisse. 2050 01:28:29,840 --> 01:28:33,762 Windkanalversuche, Berechnung und Flugversuche werden deshalb gemeinsam 2051 01:28:33,762 --> 01:28:34,204 genutzt. 2052 01:28:34,204 --> 01:28:37,787 Der theoretische Profilvergleich erklärt die Richtung der Wirkung, während 2053 01:28:37,787 --> 01:28:40,111 der Gesamtnachweis die reale Auslegung bewertet. 2054 01:28:40,111 --> 01:28:42,301 Für die Prüfung werden aufnickende Tendenzen durch 2055 01:28:42,301 --> 01:28:45,410 Außenflügelauftriebsverlust und kopflastige Tendenzen durch eine andere 2056 01:28:45,410 --> 01:28:46,899 Lastverschiebung getrennt erklärt. 2057 01:28:46,899 --> 01:28:49,805 Beide können im weiteren Sinn mit besonderen Flügelströmungen 2058 01:28:49,805 --> 01:28:52,329 zusammenhängen, sind aber keine identischen Begriffe. 2059 01:28:52,329 --> 01:28:55,840 Erst mit dieser Trennung lässt sich die Rolle von Pfeilung, Schwerpunkt, 2060 01:28:55,840 --> 01:28:58,717 Leitwerk und möglicher Kompensation verständlich verbinden. 2061 01:28:58,717 --> 01:29:02,362 Eine pauschale Aussage über die Nase bei hoher Geschwindigkeit wäre dafür zu 2062 01:29:02,362 --> 01:29:02,745 ungenau. 2063 01:29:02,745 --> 01:29:06,371 Ein Flugzeug kann eine maximale Betriebsgeschwindigkeit und eine maximale 2064 01:29:06,371 --> 01:29:07,662 Betriebsmachzahl besitzen. 2065 01:29:07,662 --> 01:29:10,764 Die Geschwindigkeitsgrenze wird in den jeweiligen Unterlagen mit der 2066 01:29:10,764 --> 01:29:13,819 vorgesehenen Anzeige- beziehungsweise Kalibriergrundlage angegeben. 2067 01:29:13,819 --> 01:29:16,788 Die Machgrenze beschreibt ein dimensionsloses Verhältnis. 2068 01:29:16,788 --> 01:29:19,027 Beide gehören zum zugelassenen Bereich. 2069 01:29:19,027 --> 01:29:23,377 Weitere Grenzen für Konfiguration, Struktur, Lasten oder Systeme können 2070 01:29:23,377 --> 01:29:24,112 hinzukommen. 2071 01:29:24,112 --> 01:29:27,778 Die gemeinsame Einhaltung ist entscheidend, nicht die Auswahl des gerade 2072 01:29:27,778 --> 01:29:28,644 bequemeren Werts. 2073 01:29:28,644 --> 01:29:32,054 Die Geschwindigkeitsbegrenzung steht häufig mit dynamischem Druck und daraus 2074 01:29:32,054 --> 01:29:35,015 folgenden Lasten oder aeroelastischen Eigenschaften in Verbindung. 2075 01:29:35,015 --> 01:29:38,611 Die Machbegrenzung berücksichtigt besonders kompressible Strömungseffekte 2076 01:29:38,611 --> 01:29:39,448 und deren Folgen. 2077 01:29:39,448 --> 01:29:43,003 Tatsächlich können mehrere Nachweise für eine einzelne Grenze bestimmend 2078 01:29:43,003 --> 01:29:43,250 sein. 2079 01:29:43,250 --> 01:29:46,741 Deshalb wird eine Betriebsgrenze nicht allein aus einer einzigen einfachen 2080 01:29:46,741 --> 01:29:47,779 Formel neu festgelegt. 2081 01:29:47,779 --> 01:29:51,126 Die Theorie hilft, ihren Zweck zu verstehen und einen veränderten 2082 01:29:51,126 --> 01:29:52,775 Flugzustand richtig einzuordnen. 2083 01:29:52,775 --> 01:29:56,208 Im Steigflug führt gleichbleibende äquivalente Geschwindigkeit bei sinkender 2084 01:29:56,208 --> 01:29:58,060 Dichte zu höherer wahrer Geschwindigkeit. 2085 01:29:58,060 --> 01:30:00,986 Je nach Temperaturverlauf steigt dabei auch die Machzahl. 2086 01:30:00,986 --> 01:30:04,062 Bei konstanter Machzahl verändert sich die wahre Geschwindigkeit mit der 2087 01:30:04,062 --> 01:30:06,839 Schallgeschwindigkeit; der dynamische Druck und die entsprechende 2088 01:30:06,839 --> 01:30:09,018 Geschwindigkeitsanzeige können mit der Höhe sinken. 2089 01:30:09,018 --> 01:30:12,421 Damit kann in tieferen Bereichen eine Geschwindigkeitsgrenze und höher oben 2090 01:30:12,421 --> 01:30:13,736 eine Machgrenze näher liegen. 2091 01:30:13,736 --> 01:30:16,978 Der konkrete Übergang wird aus den tatsächlichen Daten bestimmt. 2092 01:30:16,978 --> 01:30:20,165 Wir lesen ein fiktives Beispiel mit zwei getrennten Anzeigen. 2093 01:30:20,165 --> 01:30:23,476 Für einen Zustand sei die geltende Geschwindigkeit auf dreihundert Knoten 2094 01:30:23,476 --> 01:30:25,562 und die Machzahl auf null Komma acht begrenzt. 2095 01:30:25,562 --> 01:30:29,261 Die gültigen Anzeigen zeigen zweihundertneunzig Knoten und Mach null Komma 2096 01:30:29,261 --> 01:30:29,761 acht zwei. 2097 01:30:29,761 --> 01:30:33,469 Der Geschwindigkeitswert liegt zwar unter seinem Grenzwert, die Machgrenze 2098 01:30:33,469 --> 01:30:34,622 ist aber überschritten. 2099 01:30:34,622 --> 01:30:37,807 Umgekehrt wären dreihundertzehn Knoten bei Mach null Komma sieben acht 2100 01:30:37,807 --> 01:30:39,900 ebenfalls außerhalb des vorgegebenen Bereichs. 2101 01:30:39,900 --> 01:30:43,491 Die Lernfrage lautet: Ist die prozentuale Entfernung zu beiden Grenzwerten 2102 01:30:43,491 --> 01:30:45,383 ein vollständiger Sicherheitsvergleich? 2103 01:30:45,383 --> 01:30:46,191 Nein. 2104 01:30:46,191 --> 01:30:49,726 Zehn Prozent einer Knotenzahl und zehn Prozent eines Machwerts beschreiben 2105 01:30:49,726 --> 01:30:51,733 keine identischen physikalischen Reserven. 2106 01:30:51,733 --> 01:30:55,429 Zudem wirken Lastvielfaches, Anstellwinkel und Konfiguration. 2107 01:30:55,429 --> 01:30:58,879 Die Entwicklung im nächsten Abschnitt kann wichtiger sein als der momentane 2108 01:30:58,879 --> 01:30:59,523 Zahlenabstand. 2109 01:30:59,523 --> 01:31:02,839 Ein beschleunigender Sinkflug verändert beispielsweise die Energie und kann 2110 01:31:02,839 --> 01:31:04,740 mehrere Grenzen gleichzeitig näher bringen. 2111 01:31:04,740 --> 01:31:07,747 Ein Schutzsystem kann innerhalb seiner Auslegung die Annäherung 2112 01:31:07,747 --> 01:31:08,367 beeinflussen. 2113 01:31:08,367 --> 01:31:11,937 Es setzt weder die Physik außer Kraft noch ist jede Schutzfunktion in jeder 2114 01:31:11,937 --> 01:31:12,984 Betriebsart verfügbar. 2115 01:31:12,984 --> 01:31:16,505 Regelgesetze und Warnungen müssen daher im vorgesehenen Musterzusammenhang 2116 01:31:16,505 --> 01:31:17,361 verstanden werden. 2117 01:31:17,361 --> 01:31:21,001 Für eine theoretische Antwort genügt nicht der Satz das Flugzeug verhindert 2118 01:31:21,001 --> 01:31:21,146 es. 2119 01:31:21,146 --> 01:31:24,809 Gefragt ist, welche Grenze welchem Zustand zugeordnet ist und welche 2120 01:31:24,809 --> 01:31:26,586 Eingangsgrößen dabei gültig sind. 2121 01:31:26,586 --> 01:31:29,787 In Prüfungsaufgaben werden zunächst alle vorhandenen Begrenzungen 2122 01:31:29,787 --> 01:31:30,624 zusammengestellt. 2123 01:31:30,624 --> 01:31:33,435 Anschließend wird jede mit der passenden Größe verglichen. 2124 01:31:33,435 --> 01:31:37,258 Die kleinste zulässige Knotenzahl allein reicht nicht aus, wenn daneben eine 2125 01:31:37,258 --> 01:31:38,264 Machbedingung steht. 2126 01:31:38,264 --> 01:31:42,150 Dieses Verfahren ist einfach, aber wirksam: Es verhindert, dass eine formal 2127 01:31:42,150 --> 01:31:46,036 eingehaltene Grenze als pauschale Freigabe für einen insgesamt unzulässigen 2128 01:31:46,036 --> 01:31:47,643 Flugzustand interpretiert wird. 2129 01:31:47,643 --> 01:31:50,641 Das Lastvielfache wird in einer einfachen Auftriebsbetrachtung als 2130 01:31:50,641 --> 01:31:52,777 Verhältnis von Auftrieb zu Gewicht beschrieben. 2131 01:31:52,777 --> 01:31:56,088 Seine genaue Anwendung benötigt eine festgelegte Kraftrichtung. 2132 01:31:56,088 --> 01:31:59,867 Im unbeschleunigten geradlinigen Horizontalflug liegt es im üblichen Modell 2133 01:31:59,867 --> 01:32:00,320 bei eins. 2134 01:32:00,320 --> 01:32:03,049 Das bedeutet nicht, dass keine Kräfte wirken. 2135 01:32:03,049 --> 01:32:05,531 Auftrieb und Gewicht gleichen sich gerade aus. 2136 01:32:05,531 --> 01:32:08,663 Die resultierende vertikale Beschleunigung ist null, während eine 2137 01:32:08,663 --> 01:32:11,794 aerodynamische Belastung in der Größe des Gewichts vorhanden ist. 2138 01:32:11,794 --> 01:32:15,401 In einer koordinierten gleich hohen Kurve ist der Auftriebsvektor geneigt. 2139 01:32:15,401 --> 01:32:18,759 Seine vertikale Komponente muss weiterhin das Gewicht tragen, seine 2140 01:32:18,759 --> 01:32:21,466 horizontale Komponente liefert die Bahnbeschleunigung. 2141 01:32:21,466 --> 01:32:23,813 Deshalb wird mehr Gesamtauftrieb benötigt. 2142 01:32:23,813 --> 01:32:27,033 Unter den vereinfachten Bedingungen ergibt sich eins geteilt durch den 2143 01:32:27,033 --> 01:32:28,137 Kosinus der Querneigung. 2144 01:32:28,137 --> 01:32:31,313 Diese Beziehung setzt die gleich hohe koordinierte Kurve voraus. 2145 01:32:31,313 --> 01:32:34,617 Eine allein beobachtete Querneigung beweist nicht unabhängig von der 2146 01:32:34,617 --> 01:32:35,977 Flugbahn denselben Lastwert. 2147 01:32:35,977 --> 01:32:38,271 Wir rechnen mit sechzig Grad Querneigung. 2148 01:32:38,271 --> 01:32:40,530 Der Kosinus beträgt null Komma fünf. 2149 01:32:40,530 --> 01:32:43,946 Eins geteilt durch null Komma fünf ergibt ein Lastvielfaches von zwei. 2150 01:32:43,946 --> 01:32:46,914 Ein Flugzeug mit hunderttausend Newton Gewicht benötigt dann 2151 01:32:46,914 --> 01:32:48,646 zweihunderttausend Newton Auftrieb. 2152 01:32:48,646 --> 01:32:50,717 Die Masse verdoppelt sich dadurch nicht. 2153 01:32:50,717 --> 01:32:53,991 Die zusätzliche Auftriebskraft liefert zusammen mit ihrer Geometrie die für 2154 01:32:53,991 --> 01:32:56,087 die gekrümmte Bahn erforderliche Beschleunigung. 2155 01:32:56,087 --> 01:32:59,553 Bei unveränderter Konfiguration und vergleichbarem maximalem Beiwert wächst 2156 01:32:59,553 --> 01:33:02,649 die entsprechende Überziehgeschwindigkeit mit der Quadratwurzel des 2157 01:33:02,649 --> 01:33:03,342 Lastvielfachen. 2158 01:33:03,342 --> 01:33:06,111 Aus fiktiven hundert Knoten bei eins werden bei zwei etwa 2159 01:33:06,111 --> 01:33:08,006 hunderteinundvierzig Komma vier Knoten. 2160 01:33:08,006 --> 01:33:11,740 Bei fünfundvierzig Grad liegt das Lastvielfache bei ungefähr eins Komma vier 2161 01:33:11,740 --> 01:33:12,232 eins vier. 2162 01:33:12,232 --> 01:33:15,465 Seine Wurzel ist etwa eins Komma eins acht neun; die entsprechende 2163 01:33:15,465 --> 01:33:17,866 Geschwindigkeit wäre rund hundertneunzehn Knoten. 2164 01:33:17,866 --> 01:33:21,348 Die Anstellwinkelgrenze wird damit bei unterschiedlichen Geschwindigkeiten 2165 01:33:21,348 --> 01:33:21,772 erreicht. 2166 01:33:21,772 --> 01:33:25,258 Die Lernfrage lautet: Muss jede steile Kurve bei derselben Querneigung 2167 01:33:25,258 --> 01:33:27,350 dieselbe Überziehgeschwindigkeit besitzen? 2168 01:33:27,350 --> 01:33:30,676 Nur wenn die weiteren Bedingungen einschließlich der tatsächlichen Belastung 2169 01:33:30,676 --> 01:33:31,201 gleich sind. 2170 01:33:31,201 --> 01:33:35,210 Ein sinkender, entlasteter oder nicht koordinierter Zustand kann eine andere 2171 01:33:35,210 --> 01:33:36,371 Kraftbilanz aufweisen. 2172 01:33:36,371 --> 01:33:40,626 Masse, Konfiguration, Oberflächenzustand und Kompressibilität wirken 2173 01:33:40,626 --> 01:33:41,315 zusätzlich. 2174 01:33:41,315 --> 01:33:44,549 Die Standardformel erklärt einen klar bezeichneten Fall und wird nicht 2175 01:33:44,549 --> 01:33:46,629 allein anhand eines Horizontbilds angewendet. 2176 01:33:46,629 --> 01:33:50,078 Die für eine bestimmte Kurve erforderliche horizontale Beschleunigung hängt 2177 01:33:50,078 --> 01:33:52,332 ebenfalls von Geschwindigkeit und Querneigung ab. 2178 01:33:52,332 --> 01:33:55,944 Bei gleicher Querneigung führt eine höhere wahre Geschwindigkeit zu größerem 2179 01:33:55,944 --> 01:33:57,702 Kurvenradius und geringerer Drehrate. 2180 01:33:57,702 --> 01:34:01,020 Die Belastung bleibt im idealisierten gleich hohen Fall dennoch über den 2181 01:34:01,020 --> 01:34:01,757 Winkel bestimmt. 2182 01:34:01,757 --> 01:34:05,897 Radius und Last sind somit miteinander verbunden, aber nicht dieselbe Größe. 2183 01:34:05,897 --> 01:34:08,702 Mehr Geschwindigkeit macht die Kurve nicht automatisch enger. 2184 01:34:08,702 --> 01:34:12,368 In der räumlichen Darstellung bleibt Gewicht zur Erde gerichtet, während der 2185 01:34:12,368 --> 01:34:13,766 Auftriebsvektor geneigt wird. 2186 01:34:13,766 --> 01:34:17,690 Seine Zerlegung zeigt, warum die vertikale Komponente und der Gesamtbetrag 2187 01:34:17,690 --> 01:34:18,591 verschieden sind. 2188 01:34:18,591 --> 01:34:21,828 Diese Geometrie unterstützt auch das Verständnis des beschleunigten 2189 01:34:21,828 --> 01:34:22,698 Strömungsabrisses. 2190 01:34:22,698 --> 01:34:26,571 Es wird ein größerer Beiwert verlangt, bis derselbe kritische aerodynamische 2191 01:34:26,571 --> 01:34:27,641 Bereich erreicht ist. 2192 01:34:27,641 --> 01:34:31,168 Eine hohe Fahrtanzeige allein garantiert deshalb keine ausreichende Reserve 2193 01:34:31,168 --> 01:34:32,814 bei einer stark erhöhten Belastung. 2194 01:34:32,814 --> 01:34:36,496 Ein Manöverdiagramm trägt Geschwindigkeit auf einer Achse und Lastvielfaches 2195 01:34:36,496 --> 01:34:37,465 auf der anderen auf. 2196 01:34:37,465 --> 01:34:41,309 Bei gegebener Masse und Konfiguration beschreibt die Auftriebsgrenze, welche 2197 01:34:41,309 --> 01:34:44,243 Belastung beim maximal verfügbaren Beiwert erreichbar ist. 2198 01:34:44,243 --> 01:34:47,811 Weil der dynamische Druck mit dem Quadrat der Geschwindigkeit wächst, steigt 2199 01:34:47,811 --> 01:34:49,360 dieser Grenzverlauf entsprechend. 2200 01:34:49,360 --> 01:34:52,441 Eine strukturelle Lastgrenze bildet eine weitere Begrenzung. 2201 01:34:52,441 --> 01:34:56,201 Negative Lasten werden mit eigener aerodynamischer und struktureller Grenze 2202 01:34:56,201 --> 01:34:56,752 betrachtet. 2203 01:34:56,752 --> 01:35:00,112 Der Schnitt der positiven Auftriebsgrenze mit der vorgegebenen positiven 2204 01:35:00,112 --> 01:35:02,725 Lastgrenze liefert eine idealisierte Eckgeschwindigkeit. 2205 01:35:02,725 --> 01:35:05,811 Darunter kann der Flügel im Modell vor Erreichen dieser Lastgrenze 2206 01:35:05,811 --> 01:35:06,325 überziehen. 2207 01:35:06,325 --> 01:35:09,741 Darüber kann eine genügend große Auftriebsanforderung die strukturelle 2208 01:35:09,741 --> 01:35:12,522 Grenze erreichen, bevor die Auftriebsgrenze erreicht ist. 2209 01:35:12,522 --> 01:35:15,553 Das Diagramm verbindet damit zwei verschiedene Beschränkungen. 2210 01:35:15,553 --> 01:35:18,765 Ein Bereich innerhalb der gezeichneten Hülle bleibt dennoch nur unter den 2211 01:35:18,765 --> 01:35:20,306 dazugehörigen Annahmen beschrieben. 2212 01:35:20,306 --> 01:35:22,337 Wir rechnen ein fiktives Beispiel. 2213 01:35:22,337 --> 01:35:26,010 Die Bezugsüberziehgeschwindigkeit bei einem Lastvielfachen von eins betrage 2214 01:35:26,010 --> 01:35:28,507 sechzig Knoten, die positive Modelllastgrenze vier. 2215 01:35:28,507 --> 01:35:32,635 Die Eckgeschwindigkeit ist sechzig mal Wurzel aus vier, also hundertzwanzig 2216 01:35:32,635 --> 01:35:33,020 Knoten. 2217 01:35:33,020 --> 01:35:36,469 Sinkt bei vergleichbarer Konfiguration die Masse auf vierundsechzig Prozent, 2218 01:35:36,469 --> 01:35:39,737 skaliert die entsprechende Geschwindigkeit mit der Wurzel aus null Komma 2219 01:35:39,737 --> 01:35:40,236 sechs vier. 2220 01:35:40,236 --> 01:35:42,383 Diese Wurzel beträgt null Komma acht. 2221 01:35:42,383 --> 01:35:45,079 Aus hundertzwanzig werden sechsundneunzig Knoten. 2222 01:35:45,079 --> 01:35:48,450 Die Lernfrage lautet: Warum kann eine geringere Masse eine niedrigere 2223 01:35:48,450 --> 01:35:50,502 passende Manövergeschwindigkeit verlangen? 2224 01:35:50,502 --> 01:35:53,912 Bei gleicher Geschwindigkeit und gleichem möglichen Auftrieb führt kleineres 2225 01:35:53,912 --> 01:35:56,649 Gewicht zu einem größeren Verhältnis von Auftrieb zu Gewicht. 2226 01:35:56,649 --> 01:35:59,418 Die Belastungsgrenze kann dadurch früher erreicht werden. 2227 01:35:59,418 --> 01:36:02,602 Die Vorstellung leichter bedeutet bei jeder Steuereingabe automatisch 2228 01:36:02,602 --> 01:36:04,910 weniger Last verwechselt Kraft und Lastvielfaches. 2229 01:36:04,910 --> 01:36:08,366 Das Diagramm wird deshalb für die jeweils zutreffende Masse betrachtet. 2230 01:36:08,366 --> 01:36:11,890 Die veröffentlichte Manövergeschwindigkeit und ihre Betriebsanwendung folgen 2231 01:36:11,890 --> 01:36:13,188 den zugelassenen Unterlagen. 2232 01:36:13,188 --> 01:36:16,712 Eine einfache idealisierte Eckrechnung ersetzt diese Definition nicht 2233 01:36:16,712 --> 01:36:17,325 vollständig. 2234 01:36:17,325 --> 01:36:20,795 Insbesondere ist der Bereich unter VA kein Freibrief für rasche wiederholte 2235 01:36:20,795 --> 01:36:24,311 Steuerausschläge, gegensinnige Umkehrungen oder kombinierte Achsbelastungen. 2236 01:36:24,311 --> 01:36:27,722 Die ursprünglichen Nachweisannahmen decken nicht beliebig jede zeitliche 2237 01:36:27,722 --> 01:36:28,764 Folge und Richtung ab. 2238 01:36:28,764 --> 01:36:32,634 Trägheit, dynamische Antwort und örtliche Bauteillasten kommen hinzu. 2239 01:36:32,634 --> 01:36:36,226 Auch eine Böe ist kein identischer Ersatz für eine einzelne idealisierte 2240 01:36:36,226 --> 01:36:37,124 Höhenrudereingabe. 2241 01:36:37,124 --> 01:36:40,773 Sie kann den lokalen Anstellwinkel schnell verändern und zusätzliche Lasten 2242 01:36:40,773 --> 01:36:41,162 anregen. 2243 01:36:41,162 --> 01:36:44,519 Eine für Turbulenz vorgesehene Geschwindigkeit kann deshalb eine andere 2244 01:36:44,519 --> 01:36:46,174 Bezeichnung und Grundlage besitzen. 2245 01:36:46,174 --> 01:36:49,355 Die häufige Gleichsetzung von Manövergeschwindigkeit mit universeller 2246 01:36:49,355 --> 01:36:51,660 Geschwindigkeit für jede Luftbewegung ist ungenau. 2247 01:36:51,660 --> 01:36:54,977 Der richtige Bezug wird aus Flughandbuch und betrieblichen Verfahren 2248 01:36:54,977 --> 01:36:55,464 entnommen. 2249 01:36:55,464 --> 01:36:59,819 Für Aufgaben werden zuerst Masse, Konfiguration, maximale Beiwerte und die 2250 01:36:59,819 --> 01:37:01,467 gemeinte Lastgrenze notiert. 2251 01:37:01,467 --> 01:37:04,024 Dann wird der zugehörige Kurvenabschnitt bestimmt. 2252 01:37:04,024 --> 01:37:07,808 Erst danach werden Aussagen wie Auftriebsgrenze zuerst oder Strukturgrenze 2253 01:37:07,808 --> 01:37:08,678 zuerst getroffen. 2254 01:37:08,678 --> 01:37:12,036 Auf diese Weise kann man die Zeichnung begründen und erkennt zugleich ihre 2255 01:37:12,036 --> 01:37:12,535 Reichweite. 2256 01:37:12,535 --> 01:37:15,872 Ein Diagramm ist eine verdichtete Darstellung bestimmter Bedingungen und 2257 01:37:15,872 --> 01:37:19,347 keine vollständige Liste aller Gründe, aus denen ein Flugzustand unzulässig 2258 01:37:19,347 --> 01:37:19,903 werden kann. 2259 01:37:19,903 --> 01:37:23,885 Eine vertikale Luftbewegung verändert die relative Anströmung des Flugzeugs. 2260 01:37:23,885 --> 01:37:26,539 Zunächst muss sich seine Nicklage dafür nicht ändern. 2261 01:37:26,539 --> 01:37:30,025 Bei einer aufwärts gerichteten Böe kann der lokale Anstellwinkel steigen, 2262 01:37:30,025 --> 01:37:32,986 wodurch bei anliegender Strömung der Auftriebsbeiwert zunimmt. 2263 01:37:32,986 --> 01:37:35,561 Die zusätzliche Kraft kann die Bahn beschleunigen. 2264 01:37:35,561 --> 01:37:39,272 Anschließend reagiert das Flugzeug dynamisch, sodass sich Anströmung und 2265 01:37:39,272 --> 01:37:40,458 Lage weiter entwickeln. 2266 01:37:40,458 --> 01:37:43,861 Der erste geometrische Effekt und die spätere Bewegung sind zeitlich zu 2267 01:37:43,861 --> 01:37:44,533 unterscheiden. 2268 01:37:44,533 --> 01:37:47,824 Für kleine Winkel lässt sich die Anstellwinkeländerung näherungsweise als 2269 01:37:47,824 --> 01:37:50,846 vertikale Böengeschwindigkeit geteilt durch Vorwärtsgeschwindigkeit 2270 01:37:50,846 --> 01:37:51,387 beschreiben. 2271 01:37:51,387 --> 01:37:53,925 Die Winkelgröße ergibt sich dabei im Bogenmaß. 2272 01:37:53,925 --> 01:37:56,941 Eine passende Steigung der Auftriebskurve übersetzt sie in eine 2273 01:37:56,941 --> 01:37:57,707 Beiwertänderung. 2274 01:37:57,707 --> 01:38:00,755 Dynamischer Druck und Fläche liefern daraus die Kraftänderung. 2275 01:38:00,755 --> 01:38:04,318 Teilt man diese durch das Gewicht, erhält man im vereinfachten Modell den 2276 01:38:04,318 --> 01:38:05,978 zusätzlichen Lastvielfachenanteil. 2277 01:38:05,978 --> 01:38:09,016 Wir rechnen einen fiktiven Zustand mit hundert Metern pro Sekunde 2278 01:38:09,016 --> 01:38:12,428 Fluggeschwindigkeit und fünf Metern pro Sekunde aufwärts gerichteter Böe. 2279 01:38:12,428 --> 01:38:16,400 Der Quotient ist null Komma null fünf Radiant, ungefähr zwei Komma neun 2280 01:38:16,400 --> 01:38:16,680 Grad. 2281 01:38:16,680 --> 01:38:20,318 Bei einer Auftriebskurvensteigung von fünf je Radiant steigt der Beiwert um 2282 01:38:20,318 --> 01:38:21,337 null Komma zwei fünf. 2283 01:38:21,337 --> 01:38:24,951 Mit fünftausend Pascal dynamischem Druck und zwanzig Quadratmetern Fläche 2284 01:38:24,951 --> 01:38:27,774 entstehen fünfundzwanzigtausend Newton zusätzliche Kraft. 2285 01:38:27,774 --> 01:38:31,010 Bei hunderttausend Newton Gewicht entspricht das einem zusätzlichen 2286 01:38:31,010 --> 01:38:32,749 Lastanteil von null Komma zwei fünf. 2287 01:38:32,749 --> 01:38:36,267 War das Ausgangslastvielfache eins, ergäbe sich damit im vereinfachten 2288 01:38:36,267 --> 01:38:38,528 Augenblick ein Wert von eins Komma zwei fünf. 2289 01:38:38,528 --> 01:38:42,129 Der Wert ist keine Vorhersage einer gesamten realen Böenreaktion. 2290 01:38:42,129 --> 01:38:46,256 Elastizität, Böenlänge, endliche Flügelwirkung, Dämpfung und die Bewegung 2291 01:38:46,256 --> 01:38:48,688 des Flugzeugs selbst verändern den Verlauf. 2292 01:38:48,688 --> 01:38:52,229 In Nachweisen werden dafür geeignete Modelle und Abminderungsfaktoren 2293 01:38:52,229 --> 01:38:52,742 verwendet. 2294 01:38:52,742 --> 01:38:55,793 Unsere Rechnung zeigt den Zusammenhang der wichtigsten Größen. 2295 01:38:55,793 --> 01:38:59,033 Die Lernfrage lautet: Warum kann die zusätzliche Last trotz kleinerer 2296 01:38:59,033 --> 01:39:02,368 geometrischer Winkeländerung bei höherer Geschwindigkeit größer werden? 2297 01:39:02,368 --> 01:39:06,042 Der Quotient aus Böengeschwindigkeit und Vorwärtsgeschwindigkeit wird zwar 2298 01:39:06,042 --> 01:39:06,439 kleiner. 2299 01:39:06,439 --> 01:39:09,333 Gleichzeitig wächst aber der dynamische Druck quadratisch. 2300 01:39:09,333 --> 01:39:12,817 Im einfachen linearen Modell bleibt nach der Kombination ein proportionaler 2301 01:39:12,817 --> 01:39:14,908 Zusammenhang mit der Vorwärtsgeschwindigkeit. 2302 01:39:14,908 --> 01:39:18,567 Eine Betrachtung nur des Winkels würde den stärkeren Kraftfaktor übersehen. 2303 01:39:18,567 --> 01:39:22,361 Bei gleichem Zusatzauftrieb führt kleineres Gewicht zu größerem zusätzlichem 2304 01:39:22,361 --> 01:39:23,109 Lastvielfachen. 2305 01:39:23,109 --> 01:39:26,445 In einer vollständigen dynamischen Betrachtung verändern Masse und andere 2306 01:39:26,445 --> 01:39:28,227 Eigenschaften auch die Flugzeugantwort. 2307 01:39:28,227 --> 01:39:31,462 Ein pauschaler Satz leicht ist immer günstiger reicht deshalb nicht. 2308 01:39:31,462 --> 01:39:34,359 Besonders in großer Höhe können kleine verfügbare Auftriebs- und 2309 01:39:34,359 --> 01:39:37,619 Buffetreserven durch eine Böe gleichzeitig mit strukturellen Belastungen 2310 01:39:37,619 --> 01:39:38,343 relevant werden. 2311 01:39:38,343 --> 01:39:41,417 Lastgrenze und Strömungsgrenze werden zusammen betrachtet. 2312 01:39:41,417 --> 01:39:44,652 Für die Prüfung wird zuerst das Böenvorzeichen festgelegt, dann die 2313 01:39:44,652 --> 01:39:48,032 Winkeländerung und anschließend die Kraft- und Laständerung berechnet. 2314 01:39:48,032 --> 01:39:51,058 Grad dürfen nicht ohne Umrechnung mit einer Steigung je Radiant 2315 01:39:51,058 --> 01:39:52,067 multipliziert werden. 2316 01:39:52,067 --> 01:39:55,424 Die Einheit des Kurvenanstiegs ist damit ein wichtiger Kontrollpunkt. 2317 01:39:55,424 --> 01:39:58,878 Betriebliche Turbulenzgeschwindigkeiten und Verfahrensentscheidungen folgen 2318 01:39:58,878 --> 01:40:00,259 den gültigen Musterunterlagen. 2319 01:40:00,259 --> 01:40:03,798 Sie werden nicht aus einem einzelnen fiktiven Böenbetrag als universeller 2320 01:40:03,798 --> 01:40:04,574 Wert abgeleitet. 2321 01:40:04,574 --> 01:40:07,870 Ein Flugzeug besitzt potenzielle Energie durch seine Höhe und kinetische 2322 01:40:07,870 --> 01:40:09,198 Energie durch seine Bewegung. 2323 01:40:09,198 --> 01:40:12,528 Für das einfache Modell mit konstanter Masse ergibt sich die Summe aus Masse 2324 01:40:12,528 --> 01:40:15,333 mal Erdbeschleunigung mal Höhe und einer Hälfte Masse mal wahrer 2325 01:40:15,333 --> 01:40:16,560 Geschwindigkeit zum Quadrat. 2326 01:40:16,560 --> 01:40:19,710 Die zugehörige spezifische Energie wird auf die Masse bezogen. 2327 01:40:19,710 --> 01:40:23,109 Wind und Bezugssystem müssen bei einer genaueren Anwendung konsistent 2328 01:40:23,109 --> 01:40:23,946 behandelt werden. 2329 01:40:23,946 --> 01:40:27,167 Hier betrachten wir Bewegung und Höhe im festgelegten vereinfachten 2330 01:40:27,167 --> 01:40:27,985 Luftmassenmodell. 2331 01:40:27,985 --> 01:40:30,573 Eine Lageänderung kann den Austausch zwischen Höhen- und 2332 01:40:30,573 --> 01:40:32,237 Geschwindigkeitsanteil beeinflussen. 2333 01:40:32,237 --> 01:40:34,827 Sie erzeugt aber nicht allein neue Gesamtenergie. 2334 01:40:34,827 --> 01:40:38,602 Antrieb führt Energie zu; Widerstand entzieht mechanische Energie aus der 2335 01:40:38,602 --> 01:40:39,481 Flugzeugbewegung. 2336 01:40:39,481 --> 01:40:42,757 Die Überschussleistung ist der Unterschied zwischen nutzbarer verfügbarer 2337 01:40:42,757 --> 01:40:44,910 Leistung und dem erforderlichen Leistungsbedarf. 2338 01:40:44,910 --> 01:40:48,508 Sie kann in Höhengewinn, Geschwindigkeitszunahme oder eine Kombination 2339 01:40:48,508 --> 01:40:49,896 beider Entwicklungen gehen. 2340 01:40:49,896 --> 01:40:53,144 Ein bestimmter Schubhebelwinkel ist dabei keine konstante Garantie für 2341 01:40:53,144 --> 01:40:54,767 denselben Überschuss in jeder Höhe. 2342 01:40:54,767 --> 01:40:58,253 Wir rechnen einen fiktiven Austausch ohne zusätzliche Zu- oder Abfuhr. 2343 01:40:58,253 --> 01:41:01,982 Die Geschwindigkeit steige von hundert auf hundertzwanzig Meter pro Sekunde. 2344 01:41:01,982 --> 01:41:05,303 Ihre Quadrate sind zehntausend und vierzehntausendvierhundert. 2345 01:41:05,303 --> 01:41:08,867 Die halbe Differenz beträgt zweitausendzweihundert Joule pro Kilogramm. 2346 01:41:08,867 --> 01:41:11,430 Geteilt durch neun Komma acht eins ergibt das ungefähr 2347 01:41:11,430 --> 01:41:13,850 zweihundertvierundzwanzig Meter entsprechende Höhe. 2348 01:41:13,850 --> 01:41:16,970 Diese zusätzliche kinetische Energie müsste im idealen verlustfreien 2349 01:41:16,970 --> 01:41:19,540 Austausch aus einem entsprechenden Höhenverlust stammen. 2350 01:41:19,540 --> 01:41:22,956 Die Lernfrage lautet: Kann ein Flugzeug gleichzeitig steigen und 2351 01:41:22,956 --> 01:41:23,704 beschleunigen? 2352 01:41:23,704 --> 01:41:27,383 Ja, wenn ausreichend positive Überschussleistung vorhanden ist. 2353 01:41:27,383 --> 01:41:30,705 Ebenso kann es sinken und dennoch langsamer werden, wenn Widerstand und 2354 01:41:30,705 --> 01:41:33,419 Leistungszustand die Energiebilanz entsprechend bestimmen. 2355 01:41:33,419 --> 01:41:36,783 Die Beobachtung nur der Höhenrichtung reicht deshalb nicht zur Beurteilung 2356 01:41:36,783 --> 01:41:37,602 der Gesamtenergie. 2357 01:41:37,602 --> 01:41:41,562 Es müssen Höhe, Geschwindigkeit und ihre Änderungsraten gemeinsam betrachtet 2358 01:41:41,562 --> 01:41:41,926 werden. 2359 01:41:41,926 --> 01:41:44,179 Wir berechnen noch eine Überschussleistung. 2360 01:41:44,179 --> 01:41:47,571 Bei einer Masse von zehntausend Kilogramm und zweihundert Kilowatt nutzbarem 2361 01:41:47,571 --> 01:41:50,697 Überschuss wäre bei konstanter Geschwindigkeit im Modell die Steigrate 2362 01:41:50,697 --> 01:41:53,464 zweihunderttausend geteilt durch achtundneunzigtausendhundert. 2363 01:41:53,464 --> 01:41:56,381 Das sind ungefähr zwei Komma null vier Meter pro Sekunde. 2364 01:41:56,381 --> 01:41:59,524 Wird gleichzeitig beschleunigt, steht ein Teil der Leistung für den 2365 01:41:59,524 --> 01:42:02,573 kinetischen Anteil zur Verfügung und die mögliche Steigrate fällt 2366 01:42:02,573 --> 01:42:03,746 entsprechend kleiner aus. 2367 01:42:03,746 --> 01:42:06,864 Im langsamen Bereich kann eine weitere Geschwindigkeitsabnahme den 2368 01:42:06,864 --> 01:42:07,998 Leistungsbedarf erhöhen. 2369 01:42:07,998 --> 01:42:11,315 Eine Höhenhaltung mit unzureichender verfügbarer Leistung kann dann einen 2370 01:42:11,315 --> 01:42:13,223 zunehmenden Anstellwinkelbedarf verdecken. 2371 01:42:13,223 --> 01:42:16,573 Im schnellen Bereich können kompressible Widerstandsanteile den Überschuss 2372 01:42:16,573 --> 01:42:17,071 vermindern. 2373 01:42:17,071 --> 01:42:20,670 Beide Situationen besitzen unterschiedliche aerodynamische Ursachen, führen 2374 01:42:20,670 --> 01:42:24,269 aber zur gleichen wichtigen Frage: Wie entwickelt sich die Gesamtenergie im 2375 01:42:24,269 --> 01:42:27,340 Verhältnis zum geforderten Flugweg und zum verfügbaren Auftrieb? 2376 01:42:27,340 --> 01:42:31,046 Für Aufgaben werden alle Leistungsgrößen auf derselben Grundlage verglichen. 2377 01:42:31,046 --> 01:42:34,423 Wellenleistung, nutzbare Vortriebsleistung und Schub sind keine 2378 01:42:34,423 --> 01:42:35,548 austauschbaren Werte. 2379 01:42:35,548 --> 01:42:39,571 Anschließend wird ausdrücklich gesagt, welcher Anteil konstant bleiben soll. 2380 01:42:39,571 --> 01:42:42,872 So lässt sich eine Steigrate oder Beschleunigung begründet bestimmen. 2381 01:42:42,872 --> 01:42:46,320 Das Energieverständnis verbindet frühere Einzelthemen und verhindert die 2382 01:42:46,320 --> 01:42:49,815 falsche Erwartung, eine günstige Nasenlage könne unabhängig von Leistung, 2383 01:42:49,815 --> 01:42:52,832 Widerstand und Anstellwinkel jede gewünschte Flugbahn erhalten. 2384 01:42:52,832 --> 01:42:56,647 In großer Höhe verändern sich Dichte, Temperatur und Umgebungsdruck. 2385 01:42:56,647 --> 01:42:59,726 Bei gleicher wahrer Geschwindigkeit liefert kleinere Dichte weniger 2386 01:42:59,726 --> 01:43:00,553 dynamischen Druck. 2387 01:43:00,553 --> 01:43:03,759 Für denselben Auftrieb wird dann ein höherer Beiwert benötigt. 2388 01:43:03,759 --> 01:43:07,371 Wird stattdessen derselbe dynamische Druck gehalten, steigt die notwendige 2389 01:43:07,371 --> 01:43:08,445 wahre Geschwindigkeit. 2390 01:43:08,445 --> 01:43:11,598 Damit können Machzahl und kompressible Effekte wichtiger werden. 2391 01:43:11,598 --> 01:43:15,400 Es ist deshalb entscheidend, welche Größe in einem Höhenvergleich konstant 2392 01:43:15,400 --> 01:43:16,120 gehalten wird. 2393 01:43:16,120 --> 01:43:19,724 Auf der langsamen Seite kann großer Auftriebsbedarf zu hohen Anstellwinkeln 2394 01:43:19,724 --> 01:43:21,405 und entsprechender Ablösung führen. 2395 01:43:21,405 --> 01:43:24,792 Auf der schnellen Seite können kompressible Strömung und Stoßablösung 2396 01:43:24,792 --> 01:43:25,283 begrenzen. 2397 01:43:25,283 --> 01:43:28,708 Bei hoher Masse und großer Höhe kann der dazwischen nutzbare Bereich enger 2398 01:43:28,708 --> 01:43:29,032 werden. 2399 01:43:29,032 --> 01:43:32,532 Der Begriff Coffin Corner beschreibt eine besonders enge Annäherung solcher 2400 01:43:32,532 --> 01:43:33,652 aerodynamischen Grenzen. 2401 01:43:33,652 --> 01:43:37,454 Er bedeutet nicht, dass jede zulässige Reiseflughöhe eines Verkehrsflugzeugs 2402 01:43:37,454 --> 01:43:40,606 automatisch an einem einzigen punktförmigen Grenzzustand liegt. 2403 01:43:40,606 --> 01:43:44,038 Ein höheres Lastvielfaches verlangt mehr Auftrieb und verändert damit die 2404 01:43:44,038 --> 01:43:44,696 Buffetreserve. 2405 01:43:44,696 --> 01:43:48,075 Kurven oder Böen können deshalb kritisch werden, obwohl die momentane 2406 01:43:48,075 --> 01:43:50,916 Machzahl vorher im geradlinigen Zustand zulässig erschien. 2407 01:43:50,916 --> 01:43:54,164 Die Lastreserve ist eine eigene Betrachtungsrichtung im Diagramm. 2408 01:43:54,164 --> 01:43:57,651 Ein horizontal gezeichneter Geschwindigkeitsabstand beschreibt sie nicht 2409 01:43:57,651 --> 01:43:58,232 vollständig. 2410 01:43:58,232 --> 01:44:01,690 Masse, Schwerpunkt und Konfiguration können die tatsächliche Hülle 2411 01:44:01,690 --> 01:44:02,948 zusätzlich beeinflussen. 2412 01:44:02,948 --> 01:44:05,097 Wir betrachten einen fiktiven Beiwert. 2413 01:44:05,097 --> 01:44:08,360 Für einen geradlinigen Zustand werde null Komma sechs benötigt. 2414 01:44:08,360 --> 01:44:11,736 Bei einem Lastvielfachen von eins Komma fünf und unverändertem dynamischem 2415 01:44:11,736 --> 01:44:13,744 Druck steigt der Bedarf auf null Komma neun. 2416 01:44:13,744 --> 01:44:16,209 Das ist eine Zunahme um fünfzig Prozent. 2417 01:44:16,209 --> 01:44:19,537 Liegt eine gegebene Buffetgrenze unter diesem neuen Wert, bleibt die 2418 01:44:19,537 --> 01:44:22,229 vorherige Machzahl allein kein ausreichendes Kriterium. 2419 01:44:22,229 --> 01:44:25,397 Eine Kurve kann also ohne anfängliche Fahrtänderung eine andere 2420 01:44:25,397 --> 01:44:27,007 aerodynamische Reserve erzeugen. 2421 01:44:27,007 --> 01:44:30,558 Die Lernfrage lautet: Wenn die verbleibende Schubreserve klein ist, kann 2422 01:44:30,558 --> 01:44:34,059 zusätzliche Leistung eine Geschwindigkeitsabweichung sofort beseitigen? 2423 01:44:34,059 --> 01:44:34,867 Nein. 2424 01:44:34,867 --> 01:44:38,223 Die mögliche Beschleunigung hängt vom tatsächlichen Schubüberschuss, der 2425 01:44:38,223 --> 01:44:40,087 Masse und der Widerstandsentwicklung ab. 2426 01:44:40,087 --> 01:44:43,276 Zusätzlich besitzt der Antrieb eigene zeitliche Eigenschaften. 2427 01:44:43,276 --> 01:44:46,279 Eine nur gering positive Kraftreserve erzeugt eine langsame 2428 01:44:46,279 --> 01:44:47,551 Geschwindigkeitserholung. 2429 01:44:47,551 --> 01:44:50,965 Erwartung und Überwachung müssen deshalb zur realen Energieentwicklung 2430 01:44:50,965 --> 01:44:51,306 passen. 2431 01:44:51,306 --> 01:44:55,425 Die maximal zulässige oder erreichbare Höhe kann durch verschiedene Faktoren 2432 01:44:55,425 --> 01:44:59,382 bestimmt sein: aerodynamische Reserven, Steigleistung, Triebwerksgrenzen, 2433 01:44:59,382 --> 01:45:01,442 Druckkabine oder andere Anforderungen. 2434 01:45:01,442 --> 01:45:04,600 Eine theoretisch noch mögliche Höhenhaltung ist nicht automatisch ein 2435 01:45:04,600 --> 01:45:07,346 günstiger Betriebszustand mit ausreichenden Manöverreserven. 2436 01:45:07,346 --> 01:45:10,782 Auch eine wirtschaftliche Reiseflughöhe ist kein unveränderlicher Wert. 2437 01:45:10,782 --> 01:45:14,121 Masse und Umgebungsbedingungen entwickeln sich während des Flugs weiter und 2438 01:45:14,121 --> 01:45:15,501 müssen in die Planung eingehen. 2439 01:45:15,501 --> 01:45:19,146 Für Prüfungsaufgaben wird eine gegebene Höhenhülle daher mit ihrer Masse und 2440 01:45:19,146 --> 01:45:20,010 Belastung gelesen. 2441 01:45:20,010 --> 01:45:23,856 Zuerst werden langsame und schnelle Begrenzung identifiziert, anschließend 2442 01:45:23,856 --> 01:45:25,519 die verfügbare Leistungsreserve. 2443 01:45:25,519 --> 01:45:28,524 Daraus entsteht eine begründete Aussage über den Zustand. 2444 01:45:28,524 --> 01:45:31,745 Die bloße Formel geringere Dichte bedeutet größere wahre Geschwindigkeit 2445 01:45:31,745 --> 01:45:35,144 genügt nicht, weil sie weder die Auftriebsreserve noch die zusätzliche Mach- 2446 01:45:35,144 --> 01:45:37,201 und Energieproblematik vollständig beschreibt. 2447 01:45:37,201 --> 01:45:40,507 Die Ausbildung zur Vermeidung und Bewältigung ungewöhnlicher Flugzustände 2448 01:45:40,507 --> 01:45:43,270 verbindet aerodynamisches Wissen mit Wahrnehmung und Handeln. 2449 01:45:43,270 --> 01:45:46,949 Eine ungewöhnliche Lage beschreibt zunächst die Orientierung des Flugzeugs. 2450 01:45:46,949 --> 01:45:50,520 Ein Strömungsabriss beschreibt einen kritischen aerodynamischen Zustand. 2451 01:45:50,520 --> 01:45:53,768 Beides kann gleichzeitig auftreten, muss es aber nicht. 2452 01:45:53,768 --> 01:45:57,058 Ein Flugzeug kann mit deutlich geneigter Nase noch anliegend umströmt sein 2453 01:45:57,058 --> 01:46:00,437 oder bei scheinbar wenig auffälliger Lage bereits einen großen Anstellwinkel 2454 01:46:00,437 --> 01:46:00,837 besitzen. 2455 01:46:00,837 --> 01:46:04,347 Die räumliche Darstellung zeigt die drei Körperachsen, den Horizont und 2456 01:46:04,347 --> 01:46:05,978 einen getrennten Bewegungsvektor. 2457 01:46:05,978 --> 01:46:07,730 Diese Trennung ist wesentlich. 2458 01:46:07,730 --> 01:46:11,328 Der Winkel zwischen Flugzeugreferenz und Horizont beschreibt die Lage; die 2459 01:46:11,328 --> 01:46:14,440 Bewegungsrichtung relativ zur Luft liefert einen weiteren Bezug. 2460 01:46:14,440 --> 01:46:17,986 Erst beide zusammen ermöglichen im passenden Modell eine Aussage über den 2461 01:46:17,986 --> 01:46:18,666 Anstellwinkel. 2462 01:46:18,666 --> 01:46:22,072 Eine Silhouette mit angehobener Nase allein sagt daher weder sichere Höhe 2463 01:46:22,072 --> 01:46:23,612 noch ausreichende Energie voraus. 2464 01:46:23,612 --> 01:46:27,563 Zum Erkennen gehören gültige Lage-, Geschwindigkeits- und Höheninformationen 2465 01:46:27,563 --> 01:46:28,759 sowie deren Änderungen. 2466 01:46:28,759 --> 01:46:33,335 Schubzustand, Konfiguration, Warnungen und Steuerreaktionen ergänzen das 2467 01:46:33,335 --> 01:46:33,653 Bild. 2468 01:46:33,653 --> 01:46:37,208 Einzelne widersprüchliche Werte können auf einen besonderen Flugzustand oder 2469 01:46:37,208 --> 01:46:38,938 auf eine ungültige Messung hinweisen. 2470 01:46:38,938 --> 01:46:42,453 Die Prüfung der Information ist deshalb Teil der Zustandsbeurteilung. 2471 01:46:42,453 --> 01:46:45,875 Mehrere Anzeigen sind allerdings nur dann unabhängige Bestätigungen, wenn 2472 01:46:45,875 --> 01:46:48,453 sie nicht alle von derselben gestörten Quelle abhängen. 2473 01:46:48,453 --> 01:46:50,678 Wir vergleichen zwei fiktive Zustände. 2474 01:46:50,678 --> 01:46:53,992 Im ersten steht die Flugzeugreferenz zehn Grad über Horizont und die 2475 01:46:53,992 --> 01:46:55,453 Flugbahn steigt mit acht Grad. 2476 01:46:55,453 --> 01:46:58,186 Der einfache Winkelunterschied beträgt zwei Grad. 2477 01:46:58,186 --> 01:47:02,008 Im zweiten bleibt dieselbe Lage bestehen, während die Flugbahn fünf Grad 2478 01:47:02,008 --> 01:47:02,327 sinkt. 2479 01:47:02,327 --> 01:47:04,588 Der Unterschied beträgt fünfzehn Grad. 2480 01:47:04,588 --> 01:47:07,906 Die gleiche sichtbare Nicklage gehört also zu sehr unterschiedlichen 2481 01:47:07,906 --> 01:47:09,028 Anstellwinkelzuständen. 2482 01:47:09,028 --> 01:47:12,345 Zusätzlicher Einstellwinkel und dreidimensionale Winkelanteile sind in 2483 01:47:12,345 --> 01:47:15,189 dieser einfachen Demonstration ausdrücklich nicht enthalten. 2484 01:47:15,189 --> 01:47:19,080 Die Lernfrage lautet: Kann ein Autopilot eine ungünstige Energieentwicklung 2485 01:47:19,080 --> 01:47:20,221 vollständig verdecken? 2486 01:47:20,221 --> 01:47:23,554 Er kann eine Führungsgröße zunächst halten und dafür andere Größen 2487 01:47:23,554 --> 01:47:25,878 verändern, etwa den geforderten Anstellwinkel. 2488 01:47:25,878 --> 01:47:29,497 Reicht die verfügbare Leistung nicht aus, entsteht dadurch keine neue 2489 01:47:29,497 --> 01:47:29,917 Energie. 2490 01:47:29,917 --> 01:47:33,583 Änderungen von Geschwindigkeit, Steuerstellung oder Schubbedarf bleiben 2491 01:47:33,583 --> 01:47:34,771 deshalb aussagekräftig. 2492 01:47:34,771 --> 01:47:38,082 Automatisierung unterstützt die Führung, muss aber zusammen mit ihrer 2493 01:47:38,082 --> 01:47:40,386 Betriebsart und ihren Grenzen verstanden werden. 2494 01:47:40,386 --> 01:47:43,741 Überraschung und eine starke unerwartete Bewegung können die Wahrnehmung 2495 01:47:43,741 --> 01:47:44,160 verengen. 2496 01:47:44,160 --> 01:47:48,180 Ein vorher verstandenes Bezugssystem erleichtert es, gültige Informationen 2497 01:47:48,180 --> 01:47:49,320 richtig zu gewichten. 2498 01:47:49,320 --> 01:47:52,823 Das ist ein Ausbildungsziel, kein Ersatz für praktische Übung. 2499 01:47:52,823 --> 01:47:56,011 Simulatoren und Flugzeuge besitzen jeweils eigene geeignete 2500 01:47:56,011 --> 01:47:57,092 Ausbildungsbereiche. 2501 01:47:57,092 --> 01:48:00,364 Ein anschauliches Bildschirmmodell erzeugt weder vestibuläre Wahrnehmung 2502 01:48:00,364 --> 01:48:03,545 noch sämtliche Kraft- und Steuercharakteristiken eines realen Musters. 2503 01:48:03,545 --> 01:48:07,176 Für theoretische Fallaufgaben wird deshalb zuerst der Zustand beschrieben, 2504 01:48:07,176 --> 01:48:09,384 bevor eine vermeintliche Lösung genannt wird. 2505 01:48:09,384 --> 01:48:11,685 Ist der Flügel überzogen oder anliegend? 2506 01:48:11,685 --> 01:48:13,470 Nimmt die Energie zu oder ab? 2507 01:48:13,470 --> 01:48:15,298 Welche Belastung wird verlangt? 2508 01:48:15,298 --> 01:48:17,392 Welche Informationen sind gültig? 2509 01:48:17,392 --> 01:48:20,948 Die Antworten begründen anschließend, welche physikalischen Probleme ein 2510 01:48:20,948 --> 01:48:22,825 mustergebundenes Verfahren lösen muss. 2511 01:48:22,825 --> 01:48:26,272 Eine universelle Abfolge von Rudern und Schub wird aus diesen allgemeinen 2512 01:48:26,272 --> 01:48:27,972 Prinzipien bewusst nicht abgeleitet. 2513 01:48:27,972 --> 01:48:31,417 Wenn ein Flügel den kritischen Anstellwinkelbereich überschritten hat, kann 2514 01:48:31,417 --> 01:48:34,587 eine zusätzliche Anforderung an den Auftrieb die Ablösung verstärken. 2515 01:48:34,587 --> 01:48:38,129 Die Auftriebsformel bleibt eine Definition über den tatsächlich vorhandenen 2516 01:48:38,129 --> 01:48:41,199 Beiwert, aber der Beiwert folgt nicht mehr der einfachen linearen 2517 01:48:41,199 --> 01:48:42,191 Anstellwinkelgeraden. 2518 01:48:42,191 --> 01:48:45,587 Mehr Ausschlag oder mehr geforderte Kraft bedeutet dann nicht automatisch 2519 01:48:45,587 --> 01:48:46,704 mehr nutzbaren Auftrieb. 2520 01:48:46,704 --> 01:48:50,021 Genau dieser Unterschied zwischen Anforderung und Fähigkeit ist für das 2521 01:48:50,021 --> 01:48:52,077 Verständnis eines Strömungsabrisses zentral. 2522 01:48:52,077 --> 01:48:55,836 Eine Wiederanlegung setzt voraus, dass der lokale aerodynamische Zustand 2523 01:48:55,836 --> 01:48:56,932 wieder geeignet wird. 2524 01:48:56,932 --> 01:49:00,568 Dazu gehört das Zurückführen des Anstellwinkels aus dem kritischen Bereich. 2525 01:49:00,568 --> 01:49:04,077 Diese physikalische Notwendigkeit ist keine vollständige Bedienfolge. 2526 01:49:04,077 --> 01:49:08,201 Wie ein konkretes Flugzeug diesen Zustand unter seinen Bedingungen erreicht, 2527 01:49:08,201 --> 01:49:12,324 hängt von Steuercharakteristik, Antrieb, Konfiguration, Schutzfunktionen und 2528 01:49:12,324 --> 01:49:13,735 den gültigen Verfahren ab. 2529 01:49:13,735 --> 01:49:17,210 Die geometrische Ausrichtung zum Horizont allein reicht weiterhin nicht zur 2530 01:49:17,210 --> 01:49:18,600 Bestimmung des Anstellwinkels. 2531 01:49:18,600 --> 01:49:22,229 Wird bei kleinerer Belastung weniger Auftrieb verlangt, sinkt der benötigte 2532 01:49:22,229 --> 01:49:24,165 Beiwert für gegebenen dynamischen Druck. 2533 01:49:24,165 --> 01:49:27,771 Im einfachen Modell ist die zugehörige Überziehgeschwindigkeit proportional 2534 01:49:27,771 --> 01:49:29,213 zur Wurzel des Lastvielfachen. 2535 01:49:29,213 --> 01:49:32,697 Das bedeutet nicht, dass man einen veröffentlichten Grenzwert durch eine 2536 01:49:32,697 --> 01:49:34,874 frei gewählte Zahl betrieblich ersetzen darf. 2537 01:49:34,874 --> 01:49:38,619 Es erklärt, warum eine veränderte Kraftanforderung den momentanen Abstand 2538 01:49:38,619 --> 01:49:42,055 zur aerodynamischen Grenze beeinflussen kann, noch bevor eine große 2539 01:49:42,055 --> 01:49:43,594 Fahrtänderung eingetreten ist. 2540 01:49:43,594 --> 01:49:45,938 Wir rechnen einen fiktiven Beiwertbedarf. 2541 01:49:45,938 --> 01:49:49,469 Bei einem Lastvielfachen von eins und gegebenem dynamischem Druck werde ein 2542 01:49:49,469 --> 01:49:51,210 Beiwert von eins Komma zwei benötigt. 2543 01:49:51,210 --> 01:49:54,381 Bei einer Belastung von null Komma sechs wäre unter denselben übrigen 2544 01:49:54,381 --> 01:49:56,633 Annahmen nur null Komma sieben zwei erforderlich. 2545 01:49:56,633 --> 01:49:59,553 Das ergibt sich aus eins Komma zwei mal null Komma sechs. 2546 01:49:59,553 --> 01:50:02,971 Ob die Strömung tatsächlich wieder anliegt, entscheidet die reale Kurve 2547 01:50:02,971 --> 01:50:05,042 einschließlich ihres zeitlichen Verhaltens. 2548 01:50:05,042 --> 01:50:08,736 Die Rechnung beschreibt eine reduzierte Anforderung, keine garantierte 2549 01:50:08,736 --> 01:50:09,739 sofortige Reaktion. 2550 01:50:09,739 --> 01:50:13,043 Die Lernfrage lautet: Hebt hohe Antriebsleistung den kritischen 2551 01:50:13,043 --> 01:50:14,617 Anstellwinkel automatisch auf? 2552 01:50:14,617 --> 01:50:15,424 Nein. 2553 01:50:15,424 --> 01:50:18,581 Leistung kann die Energieentwicklung und gegebenenfalls die lokale 2554 01:50:18,581 --> 01:50:19,729 Anströmung beeinflussen. 2555 01:50:19,729 --> 01:50:23,319 Sie macht aber den abgelösten Flügel nicht unabhängig vom Winkel beliebig 2556 01:50:23,319 --> 01:50:23,810 tragfähig. 2557 01:50:23,810 --> 01:50:27,055 Manche Anordnungen erzeugen bei Schubänderungen außerdem deutliche 2558 01:50:27,055 --> 01:50:27,644 Nickmomente. 2559 01:50:27,644 --> 01:50:30,831 Deshalb ist die Zuordnung von Schub, Steuerung und Flugbahn Teil der 2560 01:50:30,831 --> 01:50:34,159 konkreten Ausbildung und nicht aus einer pauschalen Mehr-Leistung-Regel 2561 01:50:34,159 --> 01:50:34,627 abzulesen. 2562 01:50:34,627 --> 01:50:38,653 Nach einer Wiederanlegung können weiterhin ungünstige Geschwindigkeit, Höhe, 2563 01:50:38,653 --> 01:50:40,189 Belastung oder Lage bestehen. 2564 01:50:40,189 --> 01:50:44,033 Der aerodynamische Strömungszustand ist nur ein Teil der gesamten Aufgabe. 2565 01:50:44,033 --> 01:50:47,283 Eine erneute zu große Auftriebsanforderung kann die Reserve wieder 2566 01:50:47,283 --> 01:50:47,874 aufbrauchen. 2567 01:50:47,874 --> 01:50:51,262 Ebenso können hohe Geschwindigkeit und Strukturgrenzen anschließend eine 2568 01:50:51,262 --> 01:50:52,439 andere Begrenzung setzen. 2569 01:50:52,439 --> 01:50:55,594 Die Zustandsbeurteilung muss deshalb fortgesetzt werden, statt einen 2570 01:50:55,594 --> 01:50:58,888 einzelnen erkannten Moment als vollständige Rückkehr in einen günstigen 2571 01:50:58,888 --> 01:50:59,862 Bereich zu behandeln. 2572 01:50:59,862 --> 01:51:03,257 Warnungen und Schutzsysteme geben innerhalb ihrer Bedingungen wertvolle 2573 01:51:03,257 --> 01:51:03,927 Informationen. 2574 01:51:03,927 --> 01:51:07,433 Ihre Abwesenheit beweist aber nicht für jeden Sensor- oder Betriebszustand 2575 01:51:07,433 --> 01:51:08,807 einen sicheren Anstellwinkel. 2576 01:51:08,807 --> 01:51:11,663 Für Prüfungsfälle wird ausdrücklich zwischen aerodynamischem 2577 01:51:11,663 --> 01:51:15,186 Strömungsabriss, vorheriger Warnschwelle und gegebenenfalls aktivem Schutz 2578 01:51:15,186 --> 01:51:15,853 unterschieden. 2579 01:51:15,853 --> 01:51:19,600 Diese drei Ebenen können zeitlich zusammenhängen, sind jedoch verschiedene 2580 01:51:19,600 --> 01:51:20,056 Vorgänge. 2581 01:51:20,056 --> 01:51:23,520 Das Verständnis ermöglicht eine klare Erklärung ohne eine allgemeingültige 2582 01:51:23,520 --> 01:51:25,440 Wiederherstellungsanweisung zu behaupten. 2583 01:51:25,440 --> 01:51:29,064 Eine sich entwickelnde Steilspirale unterscheidet sich von einem überzogenen 2584 01:51:29,064 --> 01:51:30,209 autorotierenden Zustand. 2585 01:51:30,209 --> 01:51:33,738 In der Spirale können die Flügel anliegend umströmt bleiben, während 2586 01:51:33,738 --> 01:51:36,385 Querneigung, Sinkrate und Geschwindigkeit zunehmen. 2587 01:51:36,385 --> 01:51:40,689 Ein Versuch, nur eine einzelne Größe festzuhalten, kann andere Belastungen 2588 01:51:40,689 --> 01:51:41,329 verstärken. 2589 01:51:41,329 --> 01:51:45,691 Die korrekte Einordnung benötigt deshalb Flugbahn, Geschwindigkeit, Last und 2590 01:51:45,691 --> 01:51:46,667 Strömungszustand. 2591 01:51:46,667 --> 01:51:50,789 Die bloße Beobachtung, dass die Erde im Fenster dreht, trennt diese Zustände 2592 01:51:50,789 --> 01:51:51,765 nicht zuverlässig. 2593 01:51:51,765 --> 01:51:55,168 Bei zunehmender Geschwindigkeit wächst die kinetische Energie quadratisch. 2594 01:51:55,168 --> 01:51:58,871 Gleichzeitig kann eine kräftige Auftriebsanforderung große Lastvielfache 2595 01:51:58,871 --> 01:52:01,546 erzeugen, bevor ein maximaler Beiwert erreicht wird. 2596 01:52:01,546 --> 01:52:05,172 Im Manöverdiagramm kann der Zustand damit näher an eine strukturelle Grenze 2597 01:52:05,172 --> 01:52:05,607 gelangen. 2598 01:52:05,607 --> 01:52:08,870 Die Wirkung einer zusätzlichen Steueranforderung hängt vom vorhandenen 2599 01:52:08,870 --> 01:52:09,849 dynamischen Druck ab. 2600 01:52:09,849 --> 01:52:13,397 Ein gleich großer Ausschlag bedeutet nicht in jeder Geschwindigkeit dieselbe 2601 01:52:13,397 --> 01:52:14,937 Belastung oder denselben Flugweg. 2602 01:52:14,937 --> 01:52:18,418 Wir rechnen einen fiktiven Geschwindigkeitsanstieg von hundertfünfzig auf 2603 01:52:18,418 --> 01:52:19,992 hundertachtzig Meter pro Sekunde. 2604 01:52:19,992 --> 01:52:22,306 Das Verhältnis beträgt eins Komma zwei. 2605 01:52:22,306 --> 01:52:24,503 Sein Quadrat ist eins Komma vier vier. 2606 01:52:24,503 --> 01:52:28,089 Die kinetische Energie ist bei unveränderter Masse also um vierundvierzig 2607 01:52:28,089 --> 01:52:28,826 Prozent größer. 2608 01:52:28,826 --> 01:52:32,159 Ein Anstieg um zwanzig Prozent Geschwindigkeit bedeutet hier keine nur 2609 01:52:32,159 --> 01:52:34,539 zwanzigprozentige Zunahme der kinetischen Energie. 2610 01:52:34,539 --> 01:52:38,100 Diese Differenz erklärt, warum eine scheinbar begrenzte Beschleunigung den 2611 01:52:38,100 --> 01:52:40,361 späteren Energieabbau deutlich erschweren kann. 2612 01:52:40,361 --> 01:52:43,930 Für eine gekrümmte Bahn gilt in einem passenden einfachen Modell: benötigte 2613 01:52:43,930 --> 01:52:47,452 Normalbeschleunigung ist Geschwindigkeit zum Quadrat geteilt durch Radius. 2614 01:52:47,452 --> 01:52:50,838 Bei gleicher verfügbarer Normalbeschleunigung wächst der notwendige Radius 2615 01:52:50,838 --> 01:52:53,218 daher ebenfalls mit dem Quadrat der Geschwindigkeit. 2616 01:52:53,218 --> 01:52:56,838 Eine um zwanzig Prozent höhere Geschwindigkeit bedeutet in diesem Vergleich 2617 01:52:56,838 --> 01:52:59,154 einen um vierundvierzig Prozent größeren Radius. 2618 01:52:59,154 --> 01:53:02,796 Der Zusammenhang beschreibt Geometrie und Kraftbedarf, ohne einen real 2619 01:53:02,796 --> 01:53:04,617 verfügbaren Höhenraum zu berechnen. 2620 01:53:04,617 --> 01:53:08,355 Die Lernfrage lautet: Kann mehr Auftriebsanforderung immer einen kleineren 2621 01:53:08,355 --> 01:53:09,669 sicheren Radius erzwingen? 2622 01:53:09,669 --> 01:53:10,477 Nein. 2623 01:53:10,477 --> 01:53:14,191 Verfügbarer maximaler Auftrieb, Struktur, Steuerwirkung und zeitliche 2624 01:53:14,191 --> 01:53:16,667 Dynamik begrenzen die mögliche Beschleunigung. 2625 01:53:16,667 --> 01:53:20,171 Auch ein theoretisch erreichbarer Radius kann angesichts der vorhandenen 2626 01:53:20,171 --> 01:53:21,193 Höhe ungeeignet sein. 2627 01:53:21,193 --> 01:53:24,382 Eine Rechnung ohne diese Begrenzungen würde eine mathematische Kurve mit 2628 01:53:24,382 --> 01:53:26,951 einer tatsächlich durchführbaren Flugbewegung verwechseln. 2629 01:53:26,951 --> 01:53:30,078 Ein schiebender oder rollender Zustand enthält weitere Kopplungen. 2630 01:53:30,078 --> 01:53:33,130 Die Flügelbelastung verteilt sich nicht zwangsläufig wie in einer 2631 01:53:33,130 --> 01:53:34,633 stationären koordinierten Kurve. 2632 01:53:34,633 --> 01:53:37,898 Gleichzeitig können Mach- oder Konfigurationsgrenzen näher kommen. 2633 01:53:37,898 --> 01:53:41,182 Ein allgemeines Lehrmodell stellt daher keine bestimmte Reihenfolge von 2634 01:53:41,182 --> 01:53:42,986 Steuer- und Leistungsänderungen bereit. 2635 01:53:42,986 --> 01:53:46,571 Die konkrete Bewältigung solcher Zustände wird anhand der dafür vorgesehenen 2636 01:53:46,571 --> 01:53:49,119 Musterverfahren und qualifizierten Ausbildung gelernt. 2637 01:53:49,119 --> 01:53:52,781 Für theoretische Aufgaben werden zunächst die Hinweise für anliegende oder 2638 01:53:52,781 --> 01:53:54,315 abgelöste Strömung ausgewertet. 2639 01:53:54,315 --> 01:53:57,498 Anschließend folgen Energieentwicklung und mögliche Lastgrenzen. 2640 01:53:57,498 --> 01:54:00,810 Erst diese Reihenfolge verhindert die Verwechslung von Steilspirale und 2641 01:54:00,810 --> 01:54:02,816 Trudeln allein aufgrund großer Querneigung. 2642 01:54:02,816 --> 01:54:06,396 Das Ergebnis ist eine begründete Zustandsbeschreibung: welche Größe wächst, 2643 01:54:06,396 --> 01:54:09,738 welche Grenze näher kommt und welche physikalischen Anforderungen eine 2644 01:54:09,738 --> 01:54:12,411 geeignete mustergebundene Reaktion berücksichtigen muss. 2645 01:54:12,411 --> 01:54:16,165 Wir verbinden Auftrieb, Konfiguration und Last in einem vollständigen 2646 01:54:16,165 --> 01:54:16,926 fiktiven Fall. 2647 01:54:16,926 --> 01:54:20,638 Das Gewicht betrage hundertzwanzigtausend Newton, die Bezugsfläche dreißig 2648 01:54:20,638 --> 01:54:23,498 Quadratmeter und die Dichte ein Kilogramm pro Kubikmeter. 2649 01:54:23,498 --> 01:54:27,369 Bei hundert Metern pro Sekunde ist der dynamische Druck eine Hälfte mal eins 2650 01:54:27,369 --> 01:54:29,458 mal zehntausend, also fünftausend Pascal. 2651 01:54:29,458 --> 01:54:32,331 Druck mal Fläche ergibt hundertfünfzigtausend Newton. 2652 01:54:32,331 --> 01:54:35,519 Für den geradlinigen Horizontalflug wird deshalb ein Beiwert von 2653 01:54:35,519 --> 01:54:39,106 hundertzwanzigtausend geteilt durch hundertfünfzigtausend benötigt, also 2654 01:54:39,106 --> 01:54:39,903 null Komma acht. 2655 01:54:39,903 --> 01:54:43,807 Die saubere Konfiguration habe einen maximalen Beiwert von eins Komma vier. 2656 01:54:43,807 --> 01:54:47,184 Die gewählte Hochauftriebskonfiguration erreiche eins Komma neun. 2657 01:54:47,184 --> 01:54:50,311 Beide Grenzen liegen zunächst über dem Bedarf von null Komma acht. 2658 01:54:50,311 --> 01:54:53,839 Das beweist nur, dass dieser vereinfachte Auftriebsbedarf unter den 2659 01:54:53,839 --> 01:54:55,051 genannten Maxima liegt. 2660 01:54:55,051 --> 01:54:59,391 Welche Konfiguration günstiger für Widerstand, Moment und Leistung ist, wäre 2661 01:54:59,391 --> 01:55:00,590 eine weitere Aufgabe. 2662 01:55:00,590 --> 01:55:04,286 Der größere Maximalwert allein entscheidet nicht die gesamte Optimierung. 2663 01:55:04,286 --> 01:55:07,626 Nun verringern wir im Modell die Geschwindigkeit auf siebzig Meter pro 2664 01:55:07,626 --> 01:55:08,008 Sekunde. 2665 01:55:08,008 --> 01:55:10,717 Siebzig zum Quadrat sind viertausendneunhundert. 2666 01:55:10,717 --> 01:55:14,150 Der dynamische Druck beträgt zweitausendvierhundertfünfzig Pascal. 2667 01:55:14,150 --> 01:55:16,827 Mit dreißig Quadratmetern entsteht das Bezugsprodukt 2668 01:55:16,827 --> 01:55:18,886 dreiundsiebzigtausendfünfhundert Newton. 2669 01:55:18,886 --> 01:55:21,951 Der benötigte Beiwert beträgt etwa eins Komma sechs drei. 2670 01:55:21,951 --> 01:55:25,289 Die saubere Grenze von eins Komma vier reicht nicht, die angenommene 2671 01:55:25,289 --> 01:55:27,940 Hochauftriebsgrenze von eins Komma neun liegt darüber. 2672 01:55:27,940 --> 01:55:31,362 Die Konfigurationsänderung macht damit einen konkreten Unterschied im 2673 01:55:31,362 --> 01:55:32,403 verfügbaren Auftrieb. 2674 01:55:32,403 --> 01:55:35,698 Die Lernfrage lautet: Kann bei siebzig Metern pro Sekunde nun jede 2675 01:55:35,698 --> 01:55:38,044 koordinierte gleich hohe Kurve geflogen werden? 2676 01:55:38,044 --> 01:55:38,852 Nein. 2677 01:55:38,852 --> 01:55:42,570 Bei fünfundvierzig Grad Querneigung beträgt das Lastvielfache ungefähr eins 2678 01:55:42,570 --> 01:55:43,611 Komma vier eins vier. 2679 01:55:43,611 --> 01:55:47,213 Der benötigte Beiwert steigt von etwa eins Komma sechs drei auf ungefähr 2680 01:55:47,213 --> 01:55:48,264 zwei Komma drei eins. 2681 01:55:48,264 --> 01:55:51,644 Dieser Wert liegt auch oberhalb der angenommenen Hochauftriebsgrenze. 2682 01:55:51,644 --> 01:55:55,062 Der geradlinig mögliche Modellzustand besitzt somit keine ausreichende 2683 01:55:55,062 --> 01:55:57,650 Reserve für genau diese zusätzliche Kraftanforderung. 2684 01:55:57,650 --> 01:56:00,955 Wir berechnen zur Kontrolle die entsprechende Überziehgeschwindigkeit bei 2685 01:56:00,955 --> 01:56:02,313 einem Lastvielfachen von eins. 2686 01:56:02,313 --> 01:56:06,003 Zwei mal Gewicht geteilt durch Dichte, Fläche und maximalen Beiwert ergibt 2687 01:56:06,003 --> 01:56:09,743 im sauberen Zustand zweihundertvierzigtausend geteilt durch zweiundvierzig. 2688 01:56:09,743 --> 01:56:13,414 Die Wurzel daraus beträgt ungefähr fünfundsiebzig Komma sechs Meter pro 2689 01:56:13,414 --> 01:56:13,828 Sekunde. 2690 01:56:13,828 --> 01:56:17,547 In der Hochauftriebskonfiguration wird durch siebenundfünfzig geteilt; die 2691 01:56:17,547 --> 01:56:20,712 Wurzel ergibt etwa vierundsechzig Komma neun Meter pro Sekunde. 2692 01:56:20,712 --> 01:56:24,024 Für die gleich hohe Fünfundvierziggradkurve wird der zweite Wert mit der 2693 01:56:24,024 --> 01:56:26,369 Wurzel aus eins Komma vier eins vier multipliziert. 2694 01:56:26,369 --> 01:56:29,901 Das ergibt ungefähr siebenundsiebzig Komma zwei Meter pro Sekunde. 2695 01:56:29,901 --> 01:56:32,917 Siebzig liegt darunter, was dieselbe Schlussfolgerung wie die 2696 01:56:32,917 --> 01:56:34,104 Beiwertrechnung liefert. 2697 01:56:34,104 --> 01:56:37,379 Zwei unterschiedliche Rechenwege bestätigen damit den Zusammenhang. 2698 01:56:37,379 --> 01:56:41,022 Die Ergebnisse bleiben idealisierte Grenzwerte ohne reale Zuschläge, 2699 01:56:41,022 --> 01:56:43,112 Warnschwellen oder Verfahrensfreigaben. 2700 01:56:43,112 --> 01:56:46,605 Zum vollständigen Verständnis werden abschließend die ausgelassenen Fragen 2701 01:56:46,605 --> 01:56:46,982 benannt. 2702 01:56:46,982 --> 01:56:50,838 Widerstand und verfügbare Leistung bestimmen, ob der Flugzustand dauerhaft 2703 01:56:50,838 --> 01:56:51,932 gehalten werden kann. 2704 01:56:51,932 --> 01:56:54,815 Trimmung und Schwerpunkt bestimmen zusätzliche Momenten- und 2705 01:56:54,815 --> 01:56:55,776 Steueranforderungen. 2706 01:56:55,776 --> 01:56:59,139 Oberflächenzustand und Machzahl können die angenommene Auftriebskurve 2707 01:56:59,139 --> 01:56:59,627 verändern. 2708 01:56:59,627 --> 01:57:03,032 Eine gute Lösung nennt daher das berechnete Ergebnis präzise: Unter den 2709 01:57:03,032 --> 01:57:06,582 gegebenen Auftriebsannahmen reicht eine Konfiguration für den geradlinigen 2710 01:57:06,582 --> 01:57:09,603 Fall, aber nicht für die zusätzlich geforderte Kurvenbelastung. 2711 01:57:09,603 --> 01:57:12,773 Unser letzter fiktiver Fall beginnt mit einer wahren Geschwindigkeit von 2712 01:57:12,773 --> 01:57:15,591 zweihundertvierunddreißig Metern pro Sekunde und einer örtlichen 2713 01:57:15,591 --> 01:57:18,100 Schallgeschwindigkeit von dreihundert Metern pro Sekunde. 2714 01:57:18,100 --> 01:57:21,861 Die Machzahl ist zweihundertvierunddreißig geteilt durch dreihundert, also 2715 01:57:21,861 --> 01:57:23,031 null Komma sieben acht. 2716 01:57:23,031 --> 01:57:26,201 Für diesen Zustand sei ein Auftriebsbeiwert von null Komma sechs 2717 01:57:26,201 --> 01:57:26,845 erforderlich. 2718 01:57:26,845 --> 01:57:30,156 Eine ausdrücklich vorgegebene Modellbuffetgrenze liege unter genau diesen 2719 01:57:30,156 --> 01:57:31,607 Bedingungen bei null Komma acht. 2720 01:57:31,607 --> 01:57:34,692 Die Aufgabe enthält keine realen Verkehrsflugzeugdaten. 2721 01:57:34,692 --> 01:57:38,353 Zuerst prüfen wir eine gleich hohe koordinierte Kurve mit fünfundvierzig 2722 01:57:38,353 --> 01:57:39,217 Grad Querneigung. 2723 01:57:39,217 --> 01:57:42,367 Das Lastvielfache beträgt ungefähr eins Komma vier eins vier. 2724 01:57:42,367 --> 01:57:45,857 Der erforderliche Beiwert wird null Komma sechs mal eins Komma vier eins 2725 01:57:45,857 --> 01:57:47,892 vier, also etwa null Komma acht vier acht. 2726 01:57:47,892 --> 01:57:51,032 Dieser Bedarf liegt über der gegebenen Grenze von null Komma acht. 2727 01:57:51,032 --> 01:57:54,656 Die unveränderte Machzahl beweist deshalb keine ausreichende Buffetreserve 2728 01:57:54,656 --> 01:57:55,439 für das Manöver. 2729 01:57:55,439 --> 01:57:58,876 Geradeausreserve und Manöverreserve sind verschiedene Aussagen. 2730 01:57:58,876 --> 01:58:02,008 Nun betrachten wir unabhängig davon kältere Luft mit einer örtlichen 2731 01:58:02,008 --> 01:58:04,957 Schallgeschwindigkeit von zweihundertneunzig Metern pro Sekunde. 2732 01:58:04,957 --> 01:58:08,353 Die wahre Geschwindigkeit bleibe zunächst zweihundertvierunddreißig. 2733 01:58:08,353 --> 01:58:11,835 Ihre Division durch zweihundertneunzig ergibt ungefähr Mach null Komma acht 2734 01:58:11,835 --> 01:58:12,392 null sieben. 2735 01:58:12,392 --> 01:58:15,796 Eine fiktive maximale Betriebsmachzahl von null Komma acht wäre damit 2736 01:58:15,796 --> 01:58:16,486 überschritten. 2737 01:58:16,486 --> 01:58:19,625 Die wahre Geschwindigkeit hat sich nicht geändert; das Verhältnis zur 2738 01:58:19,625 --> 01:58:21,945 örtlichen Schallgeschwindigkeit hat sich verändert. 2739 01:58:21,945 --> 01:58:25,291 Die Lernfrage lautet: Welche wahre Geschwindigkeit entspricht in dieser 2740 01:58:25,291 --> 01:58:27,599 kälteren Luft wieder Mach null Komma sieben acht? 2741 01:58:27,599 --> 01:58:30,125 Zweihundertneunzig mal null Komma sieben acht ergibt 2742 01:58:30,125 --> 01:58:32,845 zweihundertsechsundzwanzig Komma zwei Meter pro Sekunde. 2743 01:58:32,845 --> 01:58:34,772 Das ist eine reine Machumrechnung. 2744 01:58:34,772 --> 01:58:38,525 Ob dieser neue Zustand genügend Auftriebsreserve besitzt, muss gesondert 2745 01:58:38,525 --> 01:58:39,307 geprüft werden. 2746 01:58:39,307 --> 01:58:43,033 Eine passende Machzahl beantwortet noch nicht die gesamte aerodynamische und 2747 01:58:43,033 --> 01:58:44,063 energetische Aufgabe. 2748 01:58:44,063 --> 01:58:47,274 Wir isolieren zur Anschauung den Geschwindigkeitseinfluss und halten die 2749 01:58:47,274 --> 01:58:48,746 Dichte im Rechenvergleich gleich. 2750 01:58:48,746 --> 01:58:52,068 Das Verhältnis der neuen zur alten Geschwindigkeit beträgt ungefähr null 2751 01:58:52,068 --> 01:58:53,176 Komma neun sechs sieben. 2752 01:58:53,176 --> 01:58:55,925 Das Quadrat beträgt etwa null Komma neun drei vier. 2753 01:58:55,925 --> 01:58:59,440 Der dynamische Druck wäre damit um rund sechs Komma sechs Prozent kleiner. 2754 01:58:59,440 --> 01:59:02,750 Für dieselbe Auftriebskraft steigt der Beiwertbedarf von null Komma sechs 2755 01:59:02,750 --> 01:59:04,564 auf ungefähr null Komma sechs vier zwei. 2756 01:59:04,564 --> 01:59:07,749 Die langsamere wahre Geschwindigkeit vermindert in diesem isolierten 2757 01:59:07,749 --> 01:59:10,372 Vergleich den Machwert, erhöht aber den nötigen Beiwert. 2758 01:59:10,372 --> 01:59:13,633 Die vorherige Buffetgrenze darf nicht ungeprüft auf neue Bedingungen 2759 01:59:13,633 --> 01:59:14,497 übertragen werden. 2760 01:59:14,497 --> 01:59:17,713 In einer realen Höhenänderung kann sich außerdem die Dichte ändern. 2761 01:59:17,713 --> 01:59:21,660 Für die vollständige Beurteilung werden die zur neuen Masse, Höhe, Machzahl 2762 01:59:21,660 --> 01:59:23,765 und Belastung gehörenden Daten benötigt. 2763 01:59:23,765 --> 01:59:27,294 Verfügbare Schubreserve und Widerstand bestimmen zusätzlich, wie schnell 2764 01:59:27,294 --> 01:59:29,451 eine gewünschte Energieänderung möglich ist. 2765 01:59:29,451 --> 01:59:33,002 Fehlende Daten werden nicht durch eine ausgedachte universelle Grenzkurve 2766 01:59:33,002 --> 01:59:33,391 ersetzt. 2767 01:59:33,391 --> 01:59:36,759 Damit ist der Rechenfall vollständig beantwortet: Die Kurve überschreitet 2768 01:59:36,759 --> 01:59:40,126 die zunächst gegebene Modellreserve; die kältere Luft erhöht bei gleicher 2769 01:59:40,126 --> 01:59:43,355 wahrer Geschwindigkeit die Machzahl; und die neue Machzuordnung allein 2770 01:59:43,355 --> 01:59:45,385 liefert keine vollständige Betriebsfreigabe. 2771 01:59:45,385 --> 01:59:50,058 Die durchgehende Methode bleibt Referenz, Kräfte, Momente, Strömungszustand 2772 01:59:50,058 --> 01:59:50,806 und Energie. 2773 01:59:50,806 --> 01:59:54,462 Wer diese Größen zusammenführt, kann auch umfangreiche ATPL-Aufgaben 2774 01:59:54,462 --> 01:59:58,548 schrittweise erklären, ohne ähnlich aussehende Anzeigen, Winkel oder Grenzen 2775 01:59:58,548 --> 02:00:00,000 miteinander zu verwechseln.