WEBVTT

00:00:00.000 --> 00:00:03.225
Grundlagen des Fliegens beginnen mit einer eindeutigen Beschreibung von

00:00:03.225 --> 00:00:04.179
Bewegung und Kräften.

00:00:04.179 --> 00:00:07.768
Ein Flugzeug bewegt sich durch eine Luftmasse, während sich diese Luftmasse

00:00:07.768 --> 00:00:09.059
über der Erde bewegen kann.

00:00:09.059 --> 00:00:12.769
Die relative Anströmung beschreibt die Luftbewegung gegenüber dem Flugzeug.

00:00:12.769 --> 00:00:16.059
Sie ist nicht automatisch parallel zum Horizont und nicht automatisch

00:00:16.059 --> 00:00:17.919
entgegengesetzt zur Flugzeuglängsachse.

00:00:17.919 --> 00:00:21.811
Wind, Flugbahn und Flugzeugorientierung müssen deshalb als unterschiedliche

00:00:21.811 --> 00:00:23.109
Größen verstanden werden.

00:00:23.109 --> 00:00:26.074
Wir verwenden drei mit dem Flugzeug verbundene Körperachsen.

00:00:26.074 --> 00:00:29.311
Um die Längsachse erfolgt Rollen, um die Querachse Nicken und um die

00:00:29.311 --> 00:00:30.120
Hochachse Gieren.

00:00:30.120 --> 00:00:32.352
Diese Achsen drehen sich mit dem Flugzeug.

00:00:32.352 --> 00:00:35.827
Eine nach unten gerichtete Hochachse des Flugzeugs ist bei Querneigung nicht

00:00:35.827 --> 00:00:37.610
mehr parallel zur örtlichen Vertikalen.

00:00:37.610 --> 00:00:41.232
Die sichtbaren drei orthogonalen Achsen helfen, diese Geometrie zu

00:00:41.232 --> 00:00:41.781
verfolgen.

00:00:41.781 --> 00:00:44.658
Sie sind Referenzen und keine drei zusätzlichen Kräfte.

00:00:44.658 --> 00:00:47.380
Daneben verwenden wir strömungsbezogene Richtungen.

00:00:47.380 --> 00:00:51.073
Auftrieb ist definitionsgemäß senkrecht zur relativen Anströmung, Widerstand

00:00:51.073 --> 00:00:53.649
parallel zu ihr entgegen der Bewegung durch die Luft.

00:00:53.649 --> 00:00:57.210
Schub wirkt entlang einer von Antrieb und Installation bestimmten Richtung.

00:00:57.210 --> 00:01:00.461
Gewicht wirkt annähernd zur Erde und bleibt im räumlichen Lehrbild

00:01:00.461 --> 00:01:01.101
weltvertikal.

00:01:01.101 --> 00:01:04.755
Wird das Flugzeug geneigt, kippt der dargestellte Auftrieb entsprechend dem

00:01:04.755 --> 00:01:08.262
vereinfachten Modell mit, während das Gewicht seine erdbezogene Richtung

00:01:08.262 --> 00:01:08.603
behält.

00:01:08.603 --> 00:01:12.392
Die Lernfrage lautet: Kann ein Flugzeug mit hochstehender Nase sinken?

00:01:12.392 --> 00:01:13.137
Ja.

00:01:13.137 --> 00:01:16.695
Die Nase beschreibt Orientierung, die Flugbahn beschreibt Bewegung.

00:01:16.695 --> 00:01:20.280
Bei genügend großem Anstellwinkel kann die Längsachse nach oben zeigen,

00:01:20.280 --> 00:01:22.401
während der Bewegungsvektor abwärts weist.

00:01:22.401 --> 00:01:25.924
Ein Horizontbild allein liefert deshalb keine vollständige Energie- oder

00:01:25.924 --> 00:01:26.755
Auftriebsaussage.

00:01:26.755 --> 00:01:30.982
Geschwindigkeit, Leistung, Anstellwinkel und Flugweg ergänzen die räumliche

00:01:30.982 --> 00:01:31.264
Lage.

00:01:31.264 --> 00:01:34.095
Wir rechnen einen einfachen ebenen Winkelzusammenhang.

00:01:34.095 --> 00:01:38.017
Die Nicklage beträgt acht Grad über dem Horizont, die Flugbahn steigt mit

00:01:38.017 --> 00:01:38.554
drei Grad.

00:01:38.554 --> 00:01:41.428
Der Anstellwinkel beträgt näherungsweise fünf Grad.

00:01:41.428 --> 00:01:45.174
Sinkt die Flugbahn stattdessen mit zwei Grad bei derselben Nicklage, ergibt

00:01:45.174 --> 00:01:47.072
sich ungefähr zehn Grad Anstellwinkel.

00:01:47.072 --> 00:01:50.537
Diese Subtraktion gilt hier nur für die festgelegte ebene Geometrie ohne

00:01:50.537 --> 00:01:52.413
weitere dreidimensionale Winkelanteile.

00:01:52.413 --> 00:01:56.057
Sie erklärt die Referenzen, keine universelle Cockpitberechnung.

00:01:56.057 --> 00:01:59.160
Die folgenden Kapitel verwenden vereinfachte Modelle bewusst.

00:01:59.160 --> 00:02:02.919
Geradeausflug, stationärer Kurvenflug, inkompressible Strömung oder

00:02:02.919 --> 00:02:06.173
konstante Masse sind Annahmen, die jeweils genannt werden.

00:02:06.173 --> 00:02:09.142
Ein gutes Modell beantwortet eine begrenzte Frage klar.

00:02:09.142 --> 00:02:12.227
Es darf nicht durch stillschweigende Übertragung zu einem angeblich

00:02:12.227 --> 00:02:14.022
vollständigen Flugzeugsimulator werden.

00:02:14.022 --> 00:02:17.826
Pfeillängen, Flügelabmessungen und Bewegungen der Animation besitzen deshalb

00:02:17.826 --> 00:02:20.479
keine Genauigkeit eines bestimmten Verkehrsflugzeugs.

00:02:20.479 --> 00:02:24.234
Für die Prüfung hilft eine feste Reihenfolge: Referenz wählen, Größen

00:02:24.234 --> 00:02:27.988
definieren, Kräfte oder Bewegungen einzeichnen und erst dann rechnen.

00:02:27.988 --> 00:02:31.669
Wenn zwei Aussagen widersprüchlich wirken, verwenden sie oft verschiedene

00:02:31.669 --> 00:02:32.375
Bezugssysteme.

00:02:32.375 --> 00:02:35.658
Eine hohe Geschwindigkeit über Grund und eine kleine Geschwindigkeit durch

00:02:35.658 --> 00:02:38.187
die Luft können beispielsweise gleichzeitig richtig sein.

00:02:38.187 --> 00:02:41.388
Das Verständnis dieser Trennung trägt den gesamten Kurs von einfachen

00:02:41.388 --> 00:02:43.709
Auftriebskräften bis zu Machgrenzen und Höhenflug.

00:02:43.709 --> 00:02:48.060
Luft ist ein Gas und besitzt Masse, Druck, Temperatur sowie innere Reibung.

00:02:48.060 --> 00:02:51.624
Die Dichte gibt an, wie viel Masse in einem Volumen enthalten ist.

00:02:51.624 --> 00:02:54.991
Die dynamische Viskosität beschreibt eine Eigenschaft des Impulsaustauschs

00:02:54.991 --> 00:02:56.857
zwischen benachbarten Strömungsschichten.

00:02:56.857 --> 00:02:59.415
Für aerodynamische Fragen sind beide wichtig.

00:02:59.415 --> 00:03:01.900
Eine ideale reibungsfreie Betrachtung kann Druck- und

00:03:01.900 --> 00:03:05.369
Geschwindigkeitszusammenhänge erklären, aber nicht jede reale Grenzschicht

00:03:05.369 --> 00:03:07.526
oder Strömungsablösung vollständig darstellen.

00:03:07.526 --> 00:03:10.284
Der dynamische Druck ist eine nützliche Bezugsgröße.

00:03:10.284 --> 00:03:13.657
Er beträgt eine Hälfte mal Dichte mal Geschwindigkeit zum Quadrat.

00:03:13.657 --> 00:03:17.104
Verdoppelt sich bei unveränderter Dichte die Geschwindigkeit, vervierfacht

00:03:17.104 --> 00:03:18.314
sich der dynamische Druck.

00:03:18.314 --> 00:03:21.924
Halbiert sich bei unveränderter Geschwindigkeit die Dichte, halbiert er

00:03:21.924 --> 00:03:22.178
sich.

00:03:22.178 --> 00:03:25.188
Dadurch wird verständlich, warum Kräfte nicht einfach linear mit der

00:03:25.188 --> 00:03:28.153
Geschwindigkeit wachsen und warum dieselbe wahre Geschwindigkeit in

00:03:28.153 --> 00:03:30.675
unterschiedlichen Höhen andere Belastungen erzeugen kann.

00:03:30.675 --> 00:03:32.805
Wir rechnen mit fiktiven glatten Werten.

00:03:32.805 --> 00:03:36.695
Die Dichte betrage ein Kilogramm pro Kubikmeter, die Geschwindigkeit hundert

00:03:36.695 --> 00:03:37.617
Meter pro Sekunde.

00:03:37.617 --> 00:03:39.878
Hundert zum Quadrat sind zehntausend.

00:03:39.878 --> 00:03:43.635
Eine Hälfte mal eins mal zehntausend ergibt fünftausend Pascal dynamischen

00:03:43.635 --> 00:03:43.939
Druck.

00:03:43.939 --> 00:03:47.524
Bei zweihundert Metern pro Sekunde wären es zwanzigtausend Pascal.

00:03:47.524 --> 00:03:50.763
Die Rechnung verwendet eine Bezugsdefinition; für die vollständige

00:03:50.763 --> 00:03:54.394
Druckverteilung um ein kompressibel umströmtes Flugzeug werden zusätzliche

00:03:54.394 --> 00:03:55.424
Beziehungen benötigt.

00:03:55.424 --> 00:03:58.400
Die Reynoldszahl vergleicht im gegebenen Modell Trägheits- und

00:03:58.400 --> 00:03:59.360
Zähigkeitseinflüsse.

00:03:59.360 --> 00:04:03.766
Sie enthält Dichte, Geschwindigkeit, charakteristische Länge und dynamische

00:04:03.766 --> 00:04:04.412
Viskosität.

00:04:04.412 --> 00:04:07.301
Ein kleines Modell und ein großes Flugzeug besitzen bei gleicher

00:04:07.301 --> 00:04:10.550
Geschwindigkeit daher nicht automatisch dieselben Strömungsverhältnisse.

00:04:10.550 --> 00:04:13.617
Die Wahl der charakteristischen Länge ist Teil der Definition.

00:04:13.617 --> 00:04:17.215
Bei einem Flügel kann dafür eine passende Profiltiefe verwendet werden.

00:04:17.215 --> 00:04:19.006
Die Zahl ist dimensionslos.

00:04:19.006 --> 00:04:22.647
Die Lernfrage lautet: Reicht dieselbe Machzahl aus, damit ein kleines

00:04:22.647 --> 00:04:25.971
Windkanalmodell exakt alle Eigenschaften eines großen Flugzeugs

00:04:25.971 --> 00:04:26.657
reproduziert?

00:04:26.657 --> 00:04:27.465
Nein.

00:04:27.465 --> 00:04:31.540
Die Machzahl beschreibt Kompressibilität, die Reynoldszahl andere Einflüsse.

00:04:31.540 --> 00:04:35.260
Hinzu kommen Geometrie, Oberflächenzustand und weitere Bedingungen.

00:04:35.260 --> 00:04:38.760
Werden nicht alle relevanten Ähnlichkeitsgrößen erfüllt, müssen Ergebnisse

00:04:38.760 --> 00:04:41.552
passend interpretiert und gegebenenfalls korrigiert werden.

00:04:41.552 --> 00:04:44.872
Ein schönes Strömungsbild ist noch kein vollständiger Nachweis gleicher

00:04:44.872 --> 00:04:46.274
aerodynamischer Eigenschaften.

00:04:46.274 --> 00:04:49.664
Die Machzahl ist das Verhältnis der Strömungsgeschwindigkeit zur örtlichen

00:04:49.664 --> 00:04:50.672
Schallgeschwindigkeit.

00:04:50.672 --> 00:04:52.769
Ihre Bedeutung wird später vertieft.

00:04:52.769 --> 00:04:56.415
An dieser Stelle halten wir fest, dass Reynolds- und Machzahl verschiedene

00:04:56.415 --> 00:04:57.351
Fragen beantworten.

00:04:57.351 --> 00:05:00.441
Eine langsame Strömung kann wegen kleiner Abmessungen besondere

00:05:00.441 --> 00:05:01.863
Zähigkeitseinflüsse besitzen.

00:05:01.863 --> 00:05:05.454
Eine schnelle Strömung kann zusätzlich lokale Verdichtung und Stoßwellen

00:05:05.454 --> 00:05:05.803
zeigen.

00:05:05.803 --> 00:05:09.416
Die bloße Höhe oder Geschwindigkeit allein benennt diese Kombination nicht

00:05:09.416 --> 00:05:10.002
vollständig.

00:05:10.002 --> 00:05:13.904
Für Aufgaben werden Einheiten vereinheitlicht, bevor Zahlen eingesetzt

00:05:13.904 --> 00:05:14.294
werden.

00:05:14.294 --> 00:05:18.180
Meter pro Sekunde, Kilogramm pro Kubikmeter und Pascal bilden hier ein

00:05:18.180 --> 00:05:19.290
konsistentes System.

00:05:19.290 --> 00:05:21.588
Knoten werden nötigenfalls umgerechnet.

00:05:21.588 --> 00:05:25.289
Dimensionslose Kennzahlen besitzen dagegen keine Einheit wie Meter oder

00:05:25.289 --> 00:05:25.758
Sekunden.

00:05:25.758 --> 00:05:28.910
Ihre korrekte Verwendung ermöglicht den Übergang von einer einzelnen

00:05:28.910 --> 00:05:32.432
Rechnung zu einer allgemeinen Aussage über Strömungsregime, ohne dabei reale

00:05:32.432 --> 00:05:34.935
Flugzeuggrenzen durch fiktive Modellwerte zu ersetzen.

00:05:34.935 --> 00:05:38.324
Ein Flugzeug unterliegt aerodynamischen Kräften, Gewicht und

00:05:38.324 --> 00:05:39.227
Antriebskräften.

00:05:39.227 --> 00:05:42.216
Newtons Bewegungsgesetz verbindet ihre vektorielle Summe mit der

00:05:42.216 --> 00:05:42.916
Beschleunigung.

00:05:42.916 --> 00:05:46.613
Im geradlinigen gleichförmigen Horizontalflug ist die resultierende Kraft

00:05:46.613 --> 00:05:47.626
näherungsweise null.

00:05:47.626 --> 00:05:51.166
In einem einfachen Modell gleichen sich Auftrieb und Gewicht sowie Schub und

00:05:51.166 --> 00:05:51.865
Widerstand aus.

00:05:51.865 --> 00:05:55.289
Diese bekannten Paare gelten unter bestimmten geometrischen Annahmen.

00:05:55.289 --> 00:05:58.734
Sie dürfen nicht ohne Prüfung auf jeden Flugzustand übertragen werden.

00:05:58.734 --> 00:06:02.361
Ein stationärer Steigflug besitzt eine konstante Geschwindigkeit und einen

00:06:02.361 --> 00:06:03.635
konstanten Flugbahnwinkel.

00:06:03.635 --> 00:06:07.253
Auch dann kann die resultierende Beschleunigung null sein, obwohl die Höhe

00:06:07.253 --> 00:06:07.644
zunimmt.

00:06:07.644 --> 00:06:10.963
Die Gewichtskraft besitzt nun Komponenten entlang und senkrecht zur

00:06:10.963 --> 00:06:11.409
Flugbahn.

00:06:11.409 --> 00:06:14.220
Ein Teil muss durch die Längskraftbilanz überwunden werden.

00:06:14.220 --> 00:06:17.556
Der Auftrieb ist im einfachen Modell gleich Gewicht mal Kosinus des

00:06:17.556 --> 00:06:21.141
Steigwinkels, sofern weitere normale Kraftanteile vernachlässigt werden.

00:06:21.141 --> 00:06:23.752
Er ist damit nicht zwingend genau gleich dem Gewicht.

00:06:23.752 --> 00:06:26.896
Im stationären koordinierten Kurvenflug ändert sich die Richtung der

00:06:26.896 --> 00:06:28.191
Geschwindigkeit fortlaufend.

00:06:28.191 --> 00:06:31.203
Auch bei konstantem Geschwindigkeitsbetrag besteht deshalb eine

00:06:31.203 --> 00:06:31.920
Beschleunigung.

00:06:31.920 --> 00:06:35.450
Der geneigte Auftriebsvektor liefert eine horizontale Komponente zur

00:06:35.450 --> 00:06:35.968
Bahnmitte.

00:06:35.968 --> 00:06:39.446
Seine vertikale Komponente muss im gleich hohen Kurvenflug weiterhin das

00:06:39.446 --> 00:06:40.411
Gewicht ausgleichen.

00:06:40.411 --> 00:06:43.042
Der gesamte Auftrieb wird größer als das Gewicht.

00:06:43.042 --> 00:06:46.754
Die räumliche Szene zeigt diesen Zusammenhang qualitativ mit weltvertikalem

00:06:46.754 --> 00:06:48.288
Gewicht und gekipptem Auftrieb.

00:06:48.288 --> 00:06:52.435
Die Lernfrage lautet: Ist eine Kraftresultierende von null möglich, während

00:06:52.435 --> 00:06:53.541
das Flugzeug steigt?

00:06:53.541 --> 00:06:56.464
Ja, bei geradlinigem gleichförmigem Steigflug.

00:06:56.464 --> 00:07:00.357
Höhe nimmt zu, Geschwindigkeit als Vektor bleibt unter den Modellbedingungen

00:07:00.357 --> 00:07:00.818
konstant.

00:07:00.818 --> 00:07:03.549
Umgekehrt kann bei gleichbleibender Höhe und gleichbleibendem

00:07:03.549 --> 00:07:06.772
Geschwindigkeitsbetrag eine nicht verschwindende Resultierende bestehen,

00:07:06.772 --> 00:07:08.384
wenn das Flugzeug eine Kurve fliegt.

00:07:08.384 --> 00:07:11.394
Beschleunigung bedeutet Änderung des Geschwindigkeitsvektors und nicht

00:07:11.394 --> 00:07:12.771
ausschließlich schneller werden.

00:07:12.771 --> 00:07:14.292
Wir rechnen ein Gewicht.

00:07:14.292 --> 00:07:17.714
Eine fiktive Masse von zehntausend Kilogramm besitzt bei neun Komma acht

00:07:17.714 --> 00:07:21.278
eins Metern pro Quadratsekunde ungefähr achtundneunzigtausendhundert Newton

00:07:21.278 --> 00:07:21.943
Gewichtskraft.

00:07:21.943 --> 00:07:25.997
Im einfachen geradlinigen Horizontalflug wird ebenso viel Auftrieb benötigt.

00:07:25.997 --> 00:07:29.553
In einer gleich hohen Kurve kann der benötigte Gesamtauftrieb größer sein.

00:07:29.553 --> 00:07:31.574
Die Masse selbst wächst dadurch nicht.

00:07:31.574 --> 00:07:34.827
Das spätere Lastvielfache beschreibt das Verhältnis einer passenden

00:07:34.827 --> 00:07:36.478
aerodynamischen Kraft zum Gewicht.

00:07:36.478 --> 00:07:38.973
Kräfte werden am Flugzeug verteilt erzeugt.

00:07:38.973 --> 00:07:42.316
Für manche Rechnungen können sie als resultierende Kräfte dargestellt

00:07:42.316 --> 00:07:42.655
werden.

00:07:42.655 --> 00:07:45.230
Zusätzlich entstehen Momente um den Schwerpunkt.

00:07:45.230 --> 00:07:48.041
Ein verschwindender Kraftüberschuss beweist deshalb noch kein

00:07:48.041 --> 00:07:49.054
Momentengleichgewicht.

00:07:49.054 --> 00:07:52.143
Ein Flugzeug könnte bei ausgeglichener Kraftsumme gleichzeitig eine

00:07:52.143 --> 00:07:55.554
Nickbeschleunigung besitzen, wenn ein nicht ausgeglichenes Moment besteht.

00:07:55.554 --> 00:07:59.211
Translation und Rotation werden in den Stabilitätskapiteln ausdrücklich

00:07:59.211 --> 00:07:59.727
verbunden.

00:07:59.727 --> 00:08:03.170
Für die Prüfung werden zuerst Flugzustand und Modell festgelegt.

00:08:03.170 --> 00:08:06.785
Gerade oder gekrümmte Bahn, konstante oder veränderliche Geschwindigkeit,

00:08:06.785 --> 00:08:10.301
horizontal oder geneigt und koordinierter oder schiebender Zustand sind

00:08:10.301 --> 00:08:11.936
unterschiedliche Voraussetzungen.

00:08:11.936 --> 00:08:14.477
Erst danach werden Kraftkomponenten gebildet.

00:08:14.477 --> 00:08:17.846
Wer sofort Auftrieb gleich Gewicht schreibt, kann eine formal richtige

00:08:17.846 --> 00:08:19.482
Formel im falschen Fall verwenden.

00:08:19.482 --> 00:08:22.974
Eine kleine saubere Skizze liefert oft mehr Klarheit als eine lange Liste

00:08:22.974 --> 00:08:24.122
unverbundener Merksätze.

00:08:24.122 --> 00:08:27.664
Eine stationäre Strömung kann in gedachten Stromröhren beschrieben werden.

00:08:27.664 --> 00:08:30.739
Die durch einen Querschnitt eintretende Masse muss bei fehlenden seitlichen

00:08:30.739 --> 00:08:33.241
Zu- oder Abflüssen den nächsten Querschnitt wieder verlassen.

00:08:33.241 --> 00:08:35.969
Im einfachen inkompressiblen Modell bleibt das Produkt aus

00:08:35.969 --> 00:08:38.227
Querschnittsfläche und Geschwindigkeit konstant.

00:08:38.227 --> 00:08:41.123
Wird die Fläche kleiner, steigt die Geschwindigkeit.

00:08:41.123 --> 00:08:44.417
In kompressibler Strömung muss zusätzlich die veränderliche Dichte in der

00:08:44.417 --> 00:08:46.221
Massenstrombilanz berücksichtigt werden.

00:08:46.221 --> 00:08:49.882
Bernoullis Beziehung verknüpft für geeignete stationäre, reibungsfreie,

00:08:49.882 --> 00:08:53.286
inkompressible Bedingungen Druck und Geschwindigkeit entlang einer

00:08:53.286 --> 00:08:53.853
Stromlinie.

00:08:53.853 --> 00:08:57.245
Bei vernachlässigter Höhenänderung bleibt die Summe aus statischem Druck und

00:08:57.245 --> 00:08:58.450
dynamischem Druck konstant.

00:08:58.450 --> 00:09:01.709
Größere Geschwindigkeit gehört dann zu geringerem statischem Druck.

00:09:01.709 --> 00:09:05.082
Diese Beziehung erklärt einen Teil der Druckverteilung um ein Profil.

00:09:05.082 --> 00:09:08.644
Sie setzt aber nicht voraus, dass zwei benachbarte Luftteilchen oberhalb und

00:09:08.644 --> 00:09:12.019
unterhalb des Flügels gleichzeitig an der Hinterkante eintreffen müssen.

00:09:12.019 --> 00:09:14.501
Die Vorstellung gleicher Laufzeiten ist falsch.

00:09:14.501 --> 00:09:17.504
Strömungswege und Geschwindigkeiten ergeben sich aus der gesamten

00:09:17.504 --> 00:09:19.352
Strömungslösung und den Randbedingungen.

00:09:19.352 --> 00:09:22.577
Ein symmetrisches Profil kann bei geeignetem Anstellwinkel Auftrieb

00:09:22.577 --> 00:09:26.091
erzeugen, obwohl seine Ober- und Unterseite geometrisch gleich lang sind.

00:09:26.091 --> 00:09:29.686
Ein auf dem Rücken fliegendes geeignetes Flugzeug zeigt ebenfalls, dass eine

00:09:29.686 --> 00:09:32.950
bloße unterschiedliche Weglänge keine ausreichende Auftriebserklärung

00:09:32.950 --> 00:09:33.328
liefert.

00:09:33.328 --> 00:09:37.169
Druckverteilung, Zirkulation und Luftablenkung gehören zusammen.

00:09:37.169 --> 00:09:38.904
Wir rechnen eine Stromröhre.

00:09:38.904 --> 00:09:42.590
Bei einer Fläche von zwei Quadratmetern strömt Luft mit vierzig Metern pro

00:09:42.590 --> 00:09:42.988
Sekunde.

00:09:42.988 --> 00:09:46.126
Der Volumenstrom beträgt achtzig Kubikmeter pro Sekunde.

00:09:46.126 --> 00:09:49.588
Verengt sich die Fläche bei gleicher Dichte auf einen Quadratmeter, steigt

00:09:49.588 --> 00:09:51.928
die Geschwindigkeit auf achtzig Meter pro Sekunde.

00:09:51.928 --> 00:09:55.696
Die Geschwindigkeit verdoppelt sich, der dynamische Druck vervierfacht sich.

00:09:55.696 --> 00:09:59.472
Die Zahlen beschreiben eine ideale Stromröhre und keine reale frei gewählte

00:09:59.472 --> 00:10:00.126
Flügelkontur.

00:10:00.126 --> 00:10:03.483
Die Lernfrage lautet: Widerspricht die nach unten abgelenkte Luft der

00:10:03.483 --> 00:10:05.915
Erklärung über Unterdruck und Überdruck am Flügel?

00:10:05.915 --> 00:10:06.723
Nein.

00:10:06.723 --> 00:10:10.107
Die Druckkräfte auf die Luft verändern deren Impuls; die entsprechende

00:10:10.107 --> 00:10:12.524
Gegenwirkung trägt zur Kraft auf das Flugzeug bei.

00:10:12.524 --> 00:10:15.703
Beide Betrachtungen beschreiben denselben physikalischen Vorgang aus

00:10:15.703 --> 00:10:16.964
verschiedenen Perspektiven.

00:10:16.964 --> 00:10:20.376
Die genaue Verteilung und die mitgeführte Energie sind bei einem endlichen

00:10:20.376 --> 00:10:21.437
Flügel dreidimensional.

00:10:21.437 --> 00:10:24.738
Reibung und Ablösung begrenzen die einfache Bernoulli-Anwendung.

00:10:24.738 --> 00:10:27.991
Innerhalb einer Grenzschicht wird mechanische Energie dissipiert; hinter

00:10:27.991 --> 00:10:30.974
einer Stoßwelle ändern sich die Bedingungen ebenfalls grundlegend.

00:10:30.974 --> 00:10:34.210
Man darf deshalb nicht jede Druckänderung ohne Prüfung in eine ideale

00:10:34.210 --> 00:10:35.851
Geschwindigkeitsänderung umrechnen.

00:10:35.851 --> 00:10:38.505
Für Aufgaben werden Annahmen ausdrücklich genannt.

00:10:38.505 --> 00:10:42.264
Eine saubere Erklärung verwendet die einfache Beziehung dort, wo sie trägt,

00:10:42.264 --> 00:10:45.622
und erkennt, welche weiteren physikalischen Effekte im betrachteten

00:10:45.622 --> 00:10:47.225
Flugzustand entscheidend werden.

00:10:47.225 --> 00:10:50.649
Ein Flügelprofil ist ein Schnitt durch die dreidimensionale Tragfläche.

00:10:50.649 --> 00:10:53.815
Seine Sehne verbindet geeignete Vorder- und Hinterkantenpunkte.

00:10:53.815 --> 00:10:57.065
Die Wölbung beschreibt die Form der mittleren Linie zwischen Ober- und

00:10:57.065 --> 00:10:59.387
Unterseite, die Dicke den Abstand dieser Konturen.

00:10:59.387 --> 00:11:03.002
Ein gewölbtes Profil kann bei geometrisch null Grad Anstellwinkel bereits

00:11:03.002 --> 00:11:03.893
Auftrieb erzeugen.

00:11:03.893 --> 00:11:06.712
Bei einem symmetrischen Profil liegt der Nullauftriebswinkel im

00:11:06.712 --> 00:11:09.352
idealisierten symmetrischen Zustand ungefähr bei null Grad.

00:11:09.352 --> 00:11:12.924
Der Anstellwinkel wird zwischen einer Profilbezugslinie und der relativen

00:11:12.924 --> 00:11:13.903
Anströmung gemessen.

00:11:13.903 --> 00:11:17.499
Der Einstellwinkel beschreibt dagegen die feste geometrische Ausrichtung des

00:11:17.499 --> 00:11:19.438
Flügels gegenüber einer Flugzeugreferenz.

00:11:19.438 --> 00:11:22.948
Eine Änderung der Flugbahn kann den Anstellwinkel verändern, obwohl der

00:11:22.948 --> 00:11:24.628
Einstellwinkel unverändert bleibt.

00:11:24.628 --> 00:11:27.982
Die Nicklage gegenüber dem Horizont ist wiederum eine dritte Größe.

00:11:27.982 --> 00:11:31.513
Diese drei Winkel werden in Prüfungsaufgaben leicht verwechselt, weil sie in

00:11:31.513 --> 00:11:33.836
einer einfachen Zeichnung ähnlich aussehen können.

00:11:33.836 --> 00:11:36.717
Die Form beeinflusst nicht nur den maximalen Auftrieb.

00:11:36.717 --> 00:11:40.563
Sie verändert Druckverteilung, Widerstand, Moment und Verhalten bei

00:11:40.563 --> 00:11:41.539
Kompressibilität.

00:11:41.539 --> 00:11:44.872
Ein dünnes Profil kann bei bestimmten hohen Geschwindigkeiten Vorteile

00:11:44.872 --> 00:11:48.110
besitzen, während strukturelle und langsame Flugeigenschaften andere

00:11:48.110 --> 00:11:49.157
Anforderungen stellen.

00:11:49.157 --> 00:11:52.250
Ein Verkehrsflugzeugflügel ist deshalb ein Kompromiss aus vielen

00:11:52.250 --> 00:11:52.830
Bedingungen.

00:11:52.830 --> 00:11:56.245
Aus der Betrachtung eines einzelnen Profils folgt noch nicht vollständig die

00:11:56.245 --> 00:11:57.862
Eigenschaft der gesamten Tragfläche.

00:11:57.862 --> 00:12:01.749
Die Lernfrage lautet: Wenn der Pilot die Nase um drei Grad anhebt, steigt

00:12:01.749 --> 00:12:04.198
der Anstellwinkel zwingend genau um drei Grad?

00:12:04.198 --> 00:12:07.607
Nur wenn die relative Anströmrichtung unter den angenommenen Bedingungen

00:12:07.607 --> 00:12:08.506
unverändert bleibt.

00:12:08.506 --> 00:12:12.109
Ändert sich gleichzeitig die Flugbahn, kann die Differenz kleiner oder

00:12:12.109 --> 00:12:12.726
größer sein.

00:12:12.726 --> 00:12:15.691
Eine Böe kann den Anstellwinkel sogar ohne zunächst sichtbare

00:12:15.691 --> 00:12:16.955
Nicklagenänderung erhöhen.

00:12:16.955 --> 00:12:20.572
Orientierung und lokale Luftbewegung müssen gemeinsam betrachtet werden.

00:12:20.572 --> 00:12:23.084
Wir rechnen eine geometrische Beispielaufgabe.

00:12:23.084 --> 00:12:26.666
Die Flügelprofilsehne besitzt gegenüber der Flugzeugreferenz zwei Grad

00:12:26.666 --> 00:12:27.945
positiven Einstellwinkel.

00:12:27.945 --> 00:12:31.464
Die Flugzeugreferenz steht mit fünf Grad Nicklage über Horizont.

00:12:31.464 --> 00:12:33.489
Die Flugbahn steigt mit drei Grad.

00:12:33.489 --> 00:12:37.104
Unter unserer ebenen Annahme besitzt die Profilsehne sieben Grad Lage und

00:12:37.104 --> 00:12:38.590
damit vier Grad Anstellwinkel.

00:12:38.590 --> 00:12:41.730
Fünf minus drei allein würde den Einstellwinkel unterschlagen.

00:12:41.730 --> 00:12:44.804
Die verwendete Profilreferenz ist deshalb Teil der Rechnung.

00:12:44.804 --> 00:12:48.316
Ein realer Flügel kann entlang der Spannweite unterschiedliche Profile und

00:12:48.316 --> 00:12:49.455
Einstellwinkel besitzen.

00:12:49.455 --> 00:12:53.311
Diese geometrische oder aerodynamische Schränkung beeinflusst Lastverteilung

00:12:53.311 --> 00:12:54.325
und Ablöseverhalten.

00:12:54.325 --> 00:12:57.415
Die gesamte Tragfläche erreicht daher nicht zwangsläufig überall

00:12:57.415 --> 00:12:59.443
gleichzeitig denselben kritischen Zustand.

00:12:59.443 --> 00:13:02.774
Lokaler Anstellwinkel und lokale Strömung sind später besonders für

00:13:02.774 --> 00:13:06.156
Pfeilung, Querruderwirkung und Hochgeschwindigkeitsablösung wichtig.

00:13:06.156 --> 00:13:09.677
Das Profilbild liefert die Grundbegriffe, während die dreidimensionale

00:13:09.677 --> 00:13:11.438
Geometrie ihre Anwendung erweitert.

00:13:11.438 --> 00:13:14.255
Die Auftriebsformel ordnet die Kraft in drei Faktoren.

00:13:14.255 --> 00:13:17.159
Der dynamische Druck beschreibt Dichte und Geschwindigkeit.

00:13:17.159 --> 00:13:19.993
Die Bezugsfläche legt eine geometrische Größe fest.

00:13:19.993 --> 00:13:23.376
Der Auftriebsbeiwert fasst die Wirkung von Form und Strömungszustand

00:13:23.376 --> 00:13:23.824
zusammen.

00:13:23.824 --> 00:13:25.398
Er ist dimensionslos.

00:13:25.398 --> 00:13:29.347
Er ist keine feste Materialkonstante eines Flügels, sondern verändert sich

00:13:29.347 --> 00:13:33.402
unter anderem mit Anstellwinkel, Konfiguration, Reynolds- und Machzahl sowie

00:13:33.402 --> 00:13:34.415
Oberflächenzustand.

00:13:34.415 --> 00:13:37.854
In einem begrenzten anliegenden Strömungsbereich wächst der Auftriebsbeiwert

00:13:37.854 --> 00:13:40.161
häufig näherungsweise linear mit dem Anstellwinkel.

00:13:40.161 --> 00:13:43.031
Diese Gerade darf nicht unbegrenzt fortgesetzt werden.

00:13:43.031 --> 00:13:46.134
Mit zunehmender Ablösung wird ein maximaler Beiwert erreicht oder

00:13:46.134 --> 00:13:49.618
überschritten; danach kann der Auftrieb abnehmen und der Widerstand stark

00:13:49.618 --> 00:13:50.047
zunehmen.

00:13:50.047 --> 00:13:53.346
Der dazugehörige kritische Anstellwinkel hängt vom tatsächlichen

00:13:53.346 --> 00:13:54.737
aerodynamischen Zustand ab.

00:13:54.737 --> 00:13:57.947
Eine Vereisung oder andere Konfiguration kann ihn verändern.

00:13:57.947 --> 00:14:01.288
Wir rechnen fiktiv mit fünftausend Pascal dynamischem Druck, dreißig

00:14:01.288 --> 00:14:04.923
Quadratmetern Bezugsfläche und einem Auftriebsbeiwert von null Komma acht.

00:14:04.923 --> 00:14:08.886
Fünftausend mal dreißig ergibt hundertfünfzigtausend Newton Bezugsprodukt.

00:14:08.886 --> 00:14:12.429
Multipliziert mit null Komma acht sind das hundertzwanzigtausend Newton

00:14:12.429 --> 00:14:12.878
Auftrieb.

00:14:12.878 --> 00:14:16.321
Benötigt derselbe Flugzustand hundertfünfzigtausend Newton, müsste der

00:14:16.321 --> 00:14:19.322
Beiwert bei gleichem Druck und gleicher Fläche eins betragen.

00:14:19.322 --> 00:14:22.693
Ob das erreichbar ist, entscheidet die reale Auftriebskurve.

00:14:22.693 --> 00:14:26.312
Die Lernfrage lautet: Kann der Pilot bei beliebig kleiner Geschwindigkeit

00:14:26.312 --> 00:14:29.485
einfach immer stärker ziehen, um denselben Auftrieb zu erhalten?

00:14:29.485 --> 00:14:30.292
Nein.

00:14:30.292 --> 00:14:34.011
Bei kleinerem dynamischem Druck wird zwar ein höherer Beiwert benötigt, doch

00:14:34.011 --> 00:14:35.479
die Kurve besitzt eine Grenze.

00:14:35.479 --> 00:14:38.881
Wird der kritische Anstellwinkel überschritten, liefert weiteres Erhöhen

00:14:38.881 --> 00:14:40.771
nicht die erwartete proportionale Kraft.

00:14:40.771 --> 00:14:44.462
Die räumliche Szene zeigt nur den qualitativen Kraftzusammenhang und keine

00:14:44.462 --> 00:14:45.559
zulässige Steuerfolge.

00:14:45.559 --> 00:14:49.130
Wir halbieren gedanklich die Geschwindigkeit bei gleicher Dichte und Fläche.

00:14:49.130 --> 00:14:51.326
Der dynamische Druck sinkt auf ein Viertel.

00:14:51.326 --> 00:14:54.394
Für denselben Auftrieb wäre der vierfache Beiwert nötig.

00:14:54.394 --> 00:14:56.655
Aus null Komma acht würde drei Komma zwei.

00:14:56.655 --> 00:15:00.035
Ein solches Ergebnis kann außerhalb des verfügbaren Bereichs liegen.

00:15:00.035 --> 00:15:03.092
Diese einfache Quadratbeziehung erklärt, warum langsamer Flug bei

00:15:03.092 --> 00:15:06.619
unverändertem benötigten Auftrieb zunehmend hohe Anstellwinkel verlangt und

00:15:06.619 --> 00:15:09.065
warum High-Lift-Systeme eine wichtige Rolle spielen.

00:15:09.065 --> 00:15:12.613
Ein Beiwertvergleich benötigt dieselbe Bezugsfläche und Definition.

00:15:12.613 --> 00:15:16.297
Manche Darstellungen beziehen sich auf ein zweidimensionales Profil, andere

00:15:16.297 --> 00:15:18.753
auf den gesamten Flügel oder das gesamte Flugzeug.

00:15:18.753 --> 00:15:22.081
Die Symbole können ähnlich aussehen, die zugrunde liegenden Größen

00:15:22.081 --> 00:15:23.039
unterscheiden sich.

00:15:23.039 --> 00:15:26.119
Für Aufgaben verwenden wir die ausdrücklich gegebenen Daten.

00:15:26.119 --> 00:15:29.592
Für die betriebliche Anwendung sind die zugelassenen Geschwindigkeiten und

00:15:29.592 --> 00:15:30.437
Grenzen maßgebend.

00:15:30.437 --> 00:15:34.072
Die Auftriebsformel erklärt deren physikalischen Zusammenhang, ersetzt aber

00:15:34.072 --> 00:15:37.078
keine vollständige Flugzeugleistungs- oder Schutzmodellierung.

00:15:37.078 --> 00:15:40.280
Unmittelbar an einer realen Oberfläche haftet die Luft im üblichen

00:15:40.280 --> 00:15:41.201
Strömungsmodell an.

00:15:41.201 --> 00:15:44.588
Ihre Geschwindigkeit relativ zur Oberfläche ist dort annähernd null.

00:15:44.588 --> 00:15:48.064
In einem dünnen Bereich wächst sie zur äußeren Strömungsgeschwindigkeit an.

00:15:48.064 --> 00:15:49.967
Dieser Bereich heißt Grenzschicht.

00:15:49.967 --> 00:15:53.916
Obwohl er gegenüber den Flugzeugabmessungen klein sein kann, beeinflusst er

00:15:53.916 --> 00:15:56.391
Reibung, Wärmeübergang und Ablösung wesentlich.

00:15:56.391 --> 00:15:59.977
Seine Eigenschaften lassen sich nicht aus einer reibungsfreien Außenströmung

00:15:59.977 --> 00:16:00.685
allein ablesen.

00:16:00.685 --> 00:16:04.237
Eine laminare Grenzschicht besitzt vergleichsweise geordnete Bewegungen.

00:16:04.237 --> 00:16:07.868
Eine turbulente Grenzschicht enthält stärkeren Austausch durch unregelmäßige

00:16:07.868 --> 00:16:08.393
Bewegungen.

00:16:08.393 --> 00:16:11.853
Turbulent bedeutet hier nicht automatisch eine ganze Gewitterturbulenz.

00:16:11.853 --> 00:16:15.003
Der Austausch kann mehr Reibungswiderstand erzeugen, zugleich aber

00:16:15.003 --> 00:16:17.246
energiereichere Luft näher an die Wand bringen.

00:16:17.246 --> 00:16:20.838
Dadurch kann eine turbulente Grenzschicht unter bestimmten Bedingungen einen

00:16:20.838 --> 00:16:23.295
stärkeren Druckanstieg überwinden, bevor sie ablöst.

00:16:23.295 --> 00:16:26.643
Weniger Reibung und spätere Ablösung sind somit verschiedene Ziele.

00:16:26.643 --> 00:16:29.974
Hinter einem Bereich niedrigen Drucks steigt der Druck entlang des Profils

00:16:29.974 --> 00:16:30.740
häufig wieder an.

00:16:30.740 --> 00:16:33.801
Dieser ungünstige Druckgradient bremst die wandnahe Strömung.

00:16:33.801 --> 00:16:37.530
Reicht ihr Impuls nicht aus, kann die Strömung lokal zum Stillstand kommen

00:16:37.530 --> 00:16:38.639
und rückläufig werden.

00:16:38.639 --> 00:16:40.446
Die Grenzschicht löst sich ab.

00:16:40.446 --> 00:16:43.953
Mit zunehmendem Anstellwinkel können sich Ablösebereiche verändern und

00:16:43.953 --> 00:16:44.504
ausbreiten.

00:16:44.504 --> 00:16:47.639
Der maximale Auftrieb und das Überziehverhalten hängen mit dieser

00:16:47.639 --> 00:16:48.651
Entwicklung zusammen.

00:16:48.651 --> 00:16:52.474
Die Lernfrage lautet: Ist eine möglichst lange laminare Strömung unter allen

00:16:52.474 --> 00:16:54.687
Umständen der einzige aerodynamische Wunsch?

00:16:54.687 --> 00:16:55.495
Nein.

00:16:55.495 --> 00:16:59.211
Sie kann Reibung vermindern, reagiert aber auf Oberflächenzustand und

00:16:59.211 --> 00:16:59.912
Druckverlauf.

00:16:59.912 --> 00:17:03.146
In anderen Bereichen kann eine gezielte Grenzschichtbeeinflussung die

00:17:03.146 --> 00:17:05.536
Ablösung verzögern oder Steuerwirksamkeit erhalten.

00:17:05.536 --> 00:17:09.891
Das Gesamtergebnis wird aus Widerstand, Auftrieb, Verhalten und Robustheit

00:17:09.891 --> 00:17:10.480
beurteilt.

00:17:10.480 --> 00:17:14.150
Eine einzelne günstige Eigenschaft ist nicht automatisch das Optimum des

00:17:14.150 --> 00:17:14.659
Flugzeugs.

00:17:14.659 --> 00:17:17.027
Wir betrachten einen qualitativen Vergleich.

00:17:17.027 --> 00:17:20.004
Zwei Profile besitzen bei gleichem Anstellwinkel unterschiedliche

00:17:20.004 --> 00:17:20.874
Druckrückgewinnung.

00:17:20.874 --> 00:17:24.280
Das eine verlangt einen sehr abrupten Druckanstieg, das andere einen

00:17:24.280 --> 00:17:25.031
allmählicheren.

00:17:25.031 --> 00:17:28.389
Unter sonst passenden Bedingungen kann das zweite die anliegende Strömung

00:17:28.389 --> 00:17:29.125
besser erhalten.

00:17:29.125 --> 00:17:32.704
Aus dieser Aussage folgt jedoch keine universelle Formregel für jede Mach-

00:17:32.704 --> 00:17:33.526
und Reynoldszahl.

00:17:33.526 --> 00:17:36.787
Ein transonischer Stoß kann den Druckanstieg zusätzlich schlagartig

00:17:36.787 --> 00:17:37.274
verändern.

00:17:37.274 --> 00:17:41.680
Rauigkeit, Insekten, Wasser, Frost und Beschädigungen können Umschlag und

00:17:41.680 --> 00:17:43.007
Ablösung beeinflussen.

00:17:43.007 --> 00:17:46.433
Selbst kleine Veränderungen an empfindlichen Stellen können größere Folgen

00:17:46.433 --> 00:17:48.424
besitzen als ihre Abmessung erwarten lässt.

00:17:48.424 --> 00:17:52.059
Die Theorie erklärt den Mechanismus, während zulässiger Oberflächenzustand

00:17:52.059 --> 00:17:54.515
und Maßnahmen aus den gültigen Unterlagen stammen.

00:17:54.515 --> 00:17:57.588
Ein sauber aussehendes großes Flächenstück beweist nicht, dass die

00:17:57.588 --> 00:18:00.567
entscheidende Vorderkante oder eine besondere laminare Zone ihre

00:18:00.567 --> 00:18:02.196
vorgesehenen Eigenschaften besitzt.

00:18:02.196 --> 00:18:05.654
Ein zweidimensionales Profilmodell setzt gedanklich eine unendliche

00:18:05.654 --> 00:18:06.583
Spannweite voraus.

00:18:06.583 --> 00:18:08.246
Ein realer Flügel endet.

00:18:08.246 --> 00:18:11.134
Druckunterschiede zwischen Unter- und Oberseite sowie die über die

00:18:11.134 --> 00:18:14.415
Spannweite veränderliche Auftriebsverteilung erzeugen eine dreidimensionale

00:18:14.415 --> 00:18:14.808
Strömung.

00:18:14.808 --> 00:18:18.209
Im Nachlauf bildet sich eine Wirbelschicht, die sich zu konzentrierten

00:18:18.209 --> 00:18:19.472
Strukturen aufrollen kann.

00:18:19.472 --> 00:18:22.937
Die bekannten Randwirbel sind sichtbare Merkbilder dieses Zusammenhangs,

00:18:22.937 --> 00:18:25.392
nicht die gesamte unsichtbare Strömung des Flügels.

00:18:25.392 --> 00:18:29.081
Der Nachlauf besitzt eine nach unten gerichtete Geschwindigkeitskomponente.

00:18:29.081 --> 00:18:32.175
Dieser Abwind verändert auch die lokale Anströmung am Flügel.

00:18:32.175 --> 00:18:35.531
Der effektive Anstellwinkel kann dadurch kleiner sein als der geometrisch

00:18:35.531 --> 00:18:38.013
gegenüber der ungestörten Anströmung gemessene Winkel.

00:18:38.013 --> 00:18:41.745
Die zugehörige aerodynamische Resultierende wird relativ zur ursprünglichen

00:18:41.745 --> 00:18:43.038
Bewegungsrichtung geneigt.

00:18:43.038 --> 00:18:46.275
Ihre rückwärts gerichtete Komponente wird als induzierter Widerstand

00:18:46.275 --> 00:18:46.846
beschrieben.

00:18:46.846 --> 00:18:50.592
Auftriebserzeugung und Nachlaufenergie gehören somit unmittelbar zusammen.

00:18:50.592 --> 00:18:54.079
Die räumliche Darstellung zeigt Flügel, vereinfachte Kraftpfeile und

00:18:54.079 --> 00:18:56.131
qualitativ eine veränderte Luftbewegung.

00:18:56.131 --> 00:18:57.978
Gewicht bleibt weltvertikal.

00:18:57.978 --> 00:19:01.332
Auftrieb wird entsprechend dem betrachteten Flugzustand orientiert.

00:19:01.332 --> 00:19:03.814
Pfeillängen sind keine Messwerte eines Musters.

00:19:03.814 --> 00:19:07.022
Vor allem dürfen schematische Wirbellinien nicht als vollständige Berechnung

00:19:07.022 --> 00:19:09.218
der Gefährdung durch Wirbelschleppen gelesen werden.

00:19:09.218 --> 00:19:13.567
Reale Stärke und Entwicklung hängen unter anderem von Auftrieb, Spannweite,

00:19:13.567 --> 00:19:15.306
Flugzustand und Atmosphäre ab.

00:19:15.306 --> 00:19:19.017
Die Lernfrage lautet: Entstehen Randwirbel ausschließlich, weil Luft wie

00:19:19.017 --> 00:19:21.027
Wasser einmal um die Spitze herumläuft?

00:19:21.027 --> 00:19:22.831
Diese Vorstellung ist zu eng.

00:19:22.831 --> 00:19:26.335
Die gesamte spannweitige Auftriebsverteilung und ihre Nachlaufwirbel sind

00:19:26.335 --> 00:19:26.863
wesentlich.

00:19:26.863 --> 00:19:30.022
Die Druckausgleichsströmung an der Spitze ist ein anschaulicher Teil,

00:19:30.022 --> 00:19:32.448
erklärt aber nicht allein die vollständige induzierte

00:19:32.448 --> 00:19:33.684
Geschwindigkeitsverteilung.

00:19:33.684 --> 00:19:36.688
Deshalb kann auch die Form der Auftriebsverteilung den induzierten

00:19:36.688 --> 00:19:37.643
Widerstand verändern.

00:19:37.643 --> 00:19:39.720
Wir verwenden eine Winkelvorstellung.

00:19:39.720 --> 00:19:43.661
Der geometrische Anstellwinkel sei acht Grad, der vereinfachte induzierte

00:19:43.661 --> 00:19:44.578
Winkel zwei Grad.

00:19:44.578 --> 00:19:48.087
Der effektive Profilanstellwinkel beträgt dann ungefähr sechs Grad.

00:19:48.087 --> 00:19:51.651
Diese Subtraktion beschreibt einen begrenzten stationären Zusammenhang.

00:19:51.651 --> 00:19:55.119
Sie bedeutet nicht, dass ein Pilot den Abwindwinkel direkt auf einem

00:19:55.119 --> 00:19:56.802
normalen Horizont ablesen könnte.

00:19:56.802 --> 00:20:00.485
Die dazugehörigen Größen stammen aus einem aerodynamischen Modell oder einer

00:20:00.485 --> 00:20:01.406
geeigneten Messung.

00:20:01.406 --> 00:20:04.615
Die Nachlaufströmung wirkt auch auf ein dahinterliegendes Leitwerk.

00:20:04.615 --> 00:20:08.273
Dessen wirksamer Anstellwinkel hängt daher nicht nur von der Flugzeuglage

00:20:08.273 --> 00:20:08.423
ab.

00:20:08.423 --> 00:20:11.987
Änderungen von Klappen, Auftrieb und Geschwindigkeit können den Abwind am

00:20:11.987 --> 00:20:14.574
Leitwerk verändern und ein neues Nickmoment erzeugen.

00:20:14.574 --> 00:20:17.932
Dieser Zusammenhang wird später für Stabilität und Trimmung wichtig.

00:20:17.932 --> 00:20:21.048
Der endliche Flügel ist deshalb mehr als eine Profilfläche mit

00:20:21.048 --> 00:20:24.515
abgeschnittenen Enden: Seine räumliche Strömung verbindet Tragfläche,

00:20:24.515 --> 00:20:27.129
Widerstand, Leitwerk und nachfolgende Luftfahrzeuge.

00:20:27.129 --> 00:20:30.573
Die Streckung eines Flügels ergibt sich aus Spannweite zum Quadrat geteilt

00:20:30.573 --> 00:20:31.457
durch Bezugsfläche.

00:20:31.457 --> 00:20:34.476
Ein langer schmaler Flügel besitzt bei gleicher Fläche eine größere

00:20:34.476 --> 00:20:35.963
Streckung als ein kurzer breiter.

00:20:35.963 --> 00:20:39.436
Im klassischen einfachen Modell sinkt der induzierte Widerstandsbeiwert mit

00:20:39.436 --> 00:20:40.316
größerer Streckung.

00:20:40.316 --> 00:20:43.759
Die Auftriebsverteilung wird über einen Wirkungsfaktor berücksichtigt.

00:20:43.759 --> 00:20:47.075
Die Formel gilt innerhalb bestimmter Annahmen und beschreibt nicht jeden

00:20:47.075 --> 00:20:50.160
Einfluss von Pfeilung, Kompressibilität oder getrennten Strömungen.

00:20:50.160 --> 00:20:52.550
Der Auftriebsbeiwert geht quadratisch ein.

00:20:52.550 --> 00:20:55.636
Muss bei gleicher Fläche und gleichem dynamischen Druck doppelt so viel

00:20:55.636 --> 00:20:58.852
Auftrieb erzeugt werden, verdoppelt sich der erforderliche Beiwert und der

00:20:58.852 --> 00:21:00.894
induzierte Beiwert vervierfacht sich im Modell.

00:21:00.894 --> 00:21:04.436
Deshalb wächst dieser Widerstandsanteil bei hohem Lastvielfachem stark.

00:21:04.436 --> 00:21:07.913
Er ist nicht nur ein Thema des besonders langsamen Flugs, sondern jeder

00:21:07.913 --> 00:21:11.538
Situation mit großer erforderlicher Auftriebskraft relativ zum verfügbaren

00:21:11.538 --> 00:21:12.419
dynamischen Druck.

00:21:12.419 --> 00:21:15.905
Wir rechnen mit einem Auftriebsbeiwert von eins, einer Streckung von zehn

00:21:15.905 --> 00:21:18.054
und einem Wirkungsfaktor von null Komma acht.

00:21:18.054 --> 00:21:21.978
Der Nenner ist Pi mal null Komma acht mal zehn, ungefähr fünfundzwanzig

00:21:21.978 --> 00:21:22.586
Komma eins.

00:21:22.586 --> 00:21:26.170
Der induzierte Widerstandsbeiwert beträgt damit rund null Komma null vier.

00:21:26.170 --> 00:21:29.496
Bei einem Beiwert von null Komma fünf sinkt der Zähler auf null Komma zwei

00:21:29.496 --> 00:21:32.416
fünf und der induzierte Anteil auf ungefähr null Komma null eins.

00:21:32.416 --> 00:21:35.694
Die Lernfrage lautet: Macht eine Verdoppelung der Streckung bei sonst

00:21:35.694 --> 00:21:38.830
unverändertem Modell den gesamten Flugzeugwiderstand halb so groß?

00:21:38.830 --> 00:21:39.638
Nein.

00:21:39.638 --> 00:21:42.564
Sie halbiert in dieser Beziehung nur den induzierten Anteil.

00:21:42.564 --> 00:21:46.654
Reibung, Form-, Interferenz- und gegebenenfalls Wellenwiderstand bleiben

00:21:46.654 --> 00:21:47.563
andere Beiträge.

00:21:47.563 --> 00:21:51.524
Außerdem verändern reale Geometrieänderungen Masse, Struktur, benetzte

00:21:51.524 --> 00:21:53.391
Fläche und weitere Eigenschaften.

00:21:53.391 --> 00:21:56.489
Ein einzelner günstiger Formelterm ist noch kein vollständiger

00:21:56.489 --> 00:21:57.288
Flugzeugentwurf.

00:21:57.288 --> 00:22:00.602
Winglets und andere Flügelendgestaltungen verändern die räumliche Strömung

00:22:00.602 --> 00:22:03.557
und können den induzierten Widerstand unter geeigneten Bedingungen

00:22:03.557 --> 00:22:04.050
vermindern.

00:22:04.050 --> 00:22:07.503
Ihre Wirkung ist nicht allein durch die Aussage höhere senkrechte Spitze

00:22:07.503 --> 00:22:07.887
erklärt.

00:22:07.887 --> 00:22:10.468
Sie sind Teil einer dreidimensionalen Auslegung.

00:22:10.468 --> 00:22:14.394
Zusätzliche Masse, Lasten und Widerstände müssen gegen den Nutzen abgewogen

00:22:14.394 --> 00:22:14.760
werden.

00:22:14.760 --> 00:22:18.218
Eine nachträglich beliebig vergrößerte Spitze ist daher nicht automatisch

00:22:18.218 --> 00:22:19.071
eine Verbesserung.

00:22:19.071 --> 00:22:22.632
Für Prüfungsaufgaben trennen wir den Widerstandsbeiwert vom tatsächlichen

00:22:22.632 --> 00:22:23.168
Widerstand.

00:22:23.168 --> 00:22:26.339
Letzterer entsteht durch Multiplikation mit dynamischem Druck und

00:22:26.339 --> 00:22:26.973
Bezugsfläche.

00:22:26.973 --> 00:22:30.335
Bei gleichbleibendem Gewicht im einfachen Horizontalflug führt kleinere

00:22:30.335 --> 00:22:33.887
Geschwindigkeit zu höherem Beiwert und oft größerem induziertem Widerstand.

00:22:33.887 --> 00:22:36.888
Der gesamte Verlauf wird mit den übrigen Widerstandsanteilen

00:22:36.888 --> 00:22:37.688
zusammengeführt.

00:22:37.688 --> 00:22:40.575
Erst daraus ergeben sich der typische Widerstandsverlauf und die

00:22:40.575 --> 00:22:43.102
verschiedenen optimalen Geschwindigkeiten des Flugzeugs.

00:22:43.102 --> 00:22:46.605
Der Gesamtwiderstand setzt sich aus verschiedenen physikalischen Beiträgen

00:22:46.605 --> 00:22:47.031
zusammen.

00:22:47.031 --> 00:22:50.204
Reibungswiderstand entsteht an Oberflächen durch die Grenzschicht.

00:22:50.204 --> 00:22:53.403
Formwiderstand hängt mit Druckverteilung und Nachlauf zusammen.

00:22:53.403 --> 00:22:56.895
Interferenzwiderstand entsteht durch das Zusammenwirken von Strömungen an

00:22:56.895 --> 00:22:57.948
verbundenen Bauteilen.

00:22:57.948 --> 00:23:01.402
Hinzu kommen induzierter Widerstand und bei entsprechender Geschwindigkeit

00:23:01.402 --> 00:23:02.756
weitere kompressible Anteile.

00:23:02.756 --> 00:23:06.157
Die Begriffe ordnen Ursachen, auch wenn sich reale Beiträge nicht immer

00:23:06.157 --> 00:23:08.456
vollkommen unabhängig voneinander messen lassen.

00:23:08.456 --> 00:23:11.613
Eine einfache Widerstandspolare beschreibt den Widerstandsbeiwert als

00:23:11.613 --> 00:23:14.816
Grundanteil plus einem mit dem Auftriebsbeiwert quadratisch wachsenden

00:23:14.816 --> 00:23:15.136
Anteil.

00:23:15.136 --> 00:23:18.734
Diese Parabel ist ein nützliches Modell für einen begrenzten Flugbereich.

00:23:18.734 --> 00:23:21.807
In der Nähe starker Ablösung oder erheblicher Stoßwellen kann sie

00:23:21.807 --> 00:23:22.753
unzureichend werden.

00:23:22.753 --> 00:23:26.195
Auch Trimmung und Konfiguration beeinflussen die tatsächliche Polare.

00:23:26.195 --> 00:23:29.537
Ein einzelner fester Grundwiderstand gilt daher nicht unverändert für jede

00:23:29.537 --> 00:23:30.937
Klappen- und Fahrwerksstellung.

00:23:30.937 --> 00:23:34.388
Wir rechnen mit einem Grundbeiwert von null Komma null zwei und einem Faktor

00:23:34.388 --> 00:23:35.613
k von null Komma null vier.

00:23:35.613 --> 00:23:38.992
Bei einem Auftriebsbeiwert von null Komma fünf beträgt der quadratische

00:23:38.992 --> 00:23:40.372
Beitrag null Komma null eins.

00:23:40.372 --> 00:23:42.713
Der Gesamtbeiwert ist null Komma null drei.

00:23:42.713 --> 00:23:46.188
Bei einem Auftriebsbeiwert von eins beträgt der Beitrag null Komma null vier

00:23:46.188 --> 00:23:48.063
und der Gesamtwert null Komma null sechs.

00:23:48.063 --> 00:23:51.477
Der verdoppelte Auftriebsbeiwert hat den gesamten Widerstandsbeiwert hier

00:23:51.477 --> 00:23:54.562
verdoppelt, weil die gewählten Anteile genau diese Zahlen ergeben.

00:23:54.562 --> 00:23:58.352
Die Lernfrage lautet: Halbiert sich der tatsächliche Widerstand, wenn der

00:23:58.352 --> 00:24:00.066
Widerstandsbeiwert halbiert wird?

00:24:00.066 --> 00:24:03.044
Nur bei gleichem dynamischem Druck und gleicher Bezugsfläche.

00:24:03.044 --> 00:24:06.619
Ändert sich gleichzeitig die Geschwindigkeit, muss deren Quadrateinfluss

00:24:06.619 --> 00:24:07.711
berücksichtigt werden.

00:24:07.711 --> 00:24:11.336
Ein kleinerer Beiwert kann bei deutlich größerem dynamischem Druck trotzdem

00:24:11.336 --> 00:24:12.642
eine größere Kraft ergeben.

00:24:12.642 --> 00:24:16.272
Koeffizienten sind Vergleichsgrößen, keine Kräfte mit versteckter

00:24:16.272 --> 00:24:17.054
Newtoneinheit.

00:24:17.054 --> 00:24:20.762
Ausgefahrenes Fahrwerk vergrößert meist den Widerstand und kann zusätzliche

00:24:20.762 --> 00:24:21.899
Interferenzen erzeugen.

00:24:21.899 --> 00:24:24.934
Klappen verändern neben Widerstand auch Auftrieb und Moment.

00:24:24.934 --> 00:24:28.433
Eine neue Konfiguration wird deshalb nicht vollständig durch einen einzigen

00:24:28.433 --> 00:24:30.019
pauschalen Zusatzwert beschrieben.

00:24:30.019 --> 00:24:33.189
Das Leistungs- und Trimmverhalten kann sich gleichzeitig ändern.

00:24:33.189 --> 00:24:36.276
In Prüfungsmodellen werden diese Effekte gegebenenfalls getrennt

00:24:36.276 --> 00:24:39.846
vereinfacht, während reale Daten aus den freigegebenen Unterlagen stammen.

00:24:39.846 --> 00:24:43.865
Für eine klare Antwort benennen wir Flugzustand und Konfiguration, bevor wir

00:24:43.865 --> 00:24:44.976
die Polare verwenden.

00:24:44.976 --> 00:24:48.635
Das Modell erklärt, warum bei geringer Geschwindigkeit der induzierte Anteil

00:24:48.635 --> 00:24:51.765
und bei großer Geschwindigkeit häufig andere Beiträge dominieren.

00:24:51.765 --> 00:24:55.426
Es erklärt auch, warum eine Verkleidung oder Oberflächenverbesserung nicht

00:24:55.426 --> 00:24:57.356
jede Widerstandsart gleich beeinflusst.

00:24:57.356 --> 00:25:00.729
Der Nutzen einer Änderung wird am gesamten relevanten Flugbereich beurteilt

00:25:00.729 --> 00:25:03.382
und nicht nur an einem besonders günstigen Punkt der Kurve.

00:25:03.382 --> 00:25:06.426
Die Gleitzahl ist das Verhältnis von Auftrieb zu Widerstand.

00:25:06.426 --> 00:25:09.414
Im vereinfachten stationären Gleitflug ohne Schub entspricht dieses

00:25:09.414 --> 00:25:12.669
Verhältnis näherungsweise der horizontalen Strecke durch die Luft geteilt

00:25:12.669 --> 00:25:13.695
durch den Höhenverlust.

00:25:13.695 --> 00:25:17.111
Eine Gleitzahl von fünfzehn bedeutet im idealisierten Modell fünfzehn

00:25:17.111 --> 00:25:20.032
Einheiten horizontaler Luftstrecke je Einheit Höhenverlust.

00:25:20.032 --> 00:25:23.565
Die Größe sagt zunächst nichts über Zeitdauer oder Wind über Grund aus.

00:25:23.565 --> 00:25:26.960
Bei gleichbleibendem Gewicht und geeigneten stationären Bedingungen liefert

00:25:26.960 --> 00:25:30.038
das Maximum von Auftrieb zu Widerstand den kleinsten Gleitwinkel zur

00:25:30.038 --> 00:25:30.491
Luftmasse.

00:25:30.491 --> 00:25:33.791
Die zugehörige Geschwindigkeit liegt bei einem bestimmten optimalen

00:25:33.791 --> 00:25:34.628
Auftriebsbeiwert.

00:25:34.628 --> 00:25:38.141
Sie ist nicht automatisch dieselbe Geschwindigkeit wie diejenige kleinster

00:25:38.141 --> 00:25:38.568
Sinkrate.

00:25:38.568 --> 00:25:41.792
Für eine lange Aufenthaltszeit muss die Höhenverlustgeschwindigkeit

00:25:41.792 --> 00:25:42.658
betrachtet werden.

00:25:42.658 --> 00:25:45.581
Strecke und Zeit verlangen unterschiedliche Optimierungen.

00:25:45.581 --> 00:25:47.995
Wir rechnen ein fiktives Beispiel ohne Wind.

00:25:47.995 --> 00:25:51.472
Aus dreitausend Fuß nutzbarem Höhenverlust und einer Gleitzahl von zwölf

00:25:51.472 --> 00:25:54.224
entstehen sechsunddreißigtausend Fuß horizontale Strecke.

00:25:54.224 --> 00:25:57.619
Geteilt durch ungefähr sechstausendsechsundsiebzig Fuß je nautischer Meile

00:25:57.619 --> 00:25:59.776
sind das rund fünf Komma neun nautische Meilen.

00:25:59.776 --> 00:26:03.059
Dieser geometrische Wert berücksichtigt keine Kurven, Reaktion,

00:26:03.059 --> 00:26:06.394
Konfigurationswechsel oder Sicherheitsreserven und ersetzt keine

00:26:06.394 --> 00:26:08.322
tatsächliche Flugzeugleistungsangabe.

00:26:08.322 --> 00:26:11.961
Die Lernfrage lautet: Verdoppelt eine doppelt so große Masse bei identischer

00:26:11.961 --> 00:26:14.068
sauberer Polare automatisch den Gleitwinkel?

00:26:14.068 --> 00:26:14.875
Nein.

00:26:14.875 --> 00:26:18.454
Im idealisierten Modell bleibt die beste Gleitzahl bei demselben optimalen

00:26:18.454 --> 00:26:21.550
Beiwert ähnlich, während eine höhere Geschwindigkeit nötig wird.

00:26:21.550 --> 00:26:25.032
Die beste Gleitgeschwindigkeit wächst näherungsweise mit der Quadratwurzel

00:26:25.032 --> 00:26:25.502
der Masse.

00:26:25.502 --> 00:26:29.154
Reale Unterschiede durch Reynolds-, Trimm- oder andere Einflüsse können

00:26:29.154 --> 00:26:29.771
hinzukommen.

00:26:29.771 --> 00:26:33.381
Ein gleiches Winkelverhältnis bedeutet außerdem keine gleiche Sinkrate.

00:26:33.381 --> 00:26:36.874
Im einfachen Polarmodell liegen am Punkt geringsten Gesamtwiderstands Grund-

00:26:36.874 --> 00:26:39.723
und induzierter Anteil unter den passenden Annahmen gleichauf.

00:26:39.723 --> 00:26:43.421
Bei kleineren Geschwindigkeiten wächst der induzierte Beitrag, bei größeren

00:26:43.421 --> 00:26:45.442
der geschwindigkeitsbezogene Grundanteil.

00:26:45.442 --> 00:26:47.908
Die typische Kurve besitzt dadurch ein Minimum.

00:26:47.908 --> 00:26:51.407
Diese geometrische Eigenschaft ist nützlich, darf aber nicht ungeprüft in

00:26:51.407 --> 00:26:54.666
einen stark kompressiblen Bereich oder auf eine andere Konfiguration

00:26:54.666 --> 00:26:55.529
übertragen werden.

00:26:55.529 --> 00:26:58.884
Ein Gegenwind vermindert die Strecke über Grund, die während derselben

00:26:58.884 --> 00:27:00.035
Gleitzeit erreicht wird.

00:27:00.035 --> 00:27:01.664
Rückenwind vergrößert sie.

00:27:01.664 --> 00:27:04.666
Die optimale erdbezogene Strategie kann dadurch von der einfachen

00:27:04.666 --> 00:27:08.084
luftbezogenen Betrachtung abweichen und wird anhand zugelassener Verfahren

00:27:08.084 --> 00:27:09.377
und Leistungsdaten bestimmt.

00:27:09.377 --> 00:27:12.948
Die räumliche Szene zeigt nur das Kräfteverhältnis einer idealisierten

00:27:12.948 --> 00:27:13.458
Gleitbahn.

00:27:13.458 --> 00:27:16.868
Sie ist kein Planungswerkzeug für eine reale Außen- oder Notlandung.

00:27:16.868 --> 00:27:20.678
Das Lernziel bleibt die saubere Trennung von Winkel, Geschwindigkeit,

00:27:20.678 --> 00:27:21.617
Strecke und Zeit.

00:27:21.617 --> 00:27:25.122
Im stationären geradlinigen Horizontalflug muss der wirksame Schub den

00:27:25.122 --> 00:27:26.273
Widerstand ausgleichen.

00:27:26.273 --> 00:27:29.420
Die erforderliche Schubkurve kann deshalb aus dem Widerstandsverlauf

00:27:29.420 --> 00:27:30.253
verstanden werden.

00:27:30.253 --> 00:27:32.843
Leistung ist dagegen Kraft mal Geschwindigkeit.

00:27:32.843 --> 00:27:36.396
Die erforderliche Antriebsleistung für denselben idealisierten Flugzustand

00:27:36.396 --> 00:27:39.085
enthält somit einen zusätzlichen Geschwindigkeitsfaktor.

00:27:39.085 --> 00:27:42.251
Ein Punkt mit geringstem Widerstand ist nicht automatisch der Punkt mit

00:27:42.251 --> 00:27:43.811
geringster erforderlicher Leistung.

00:27:43.811 --> 00:27:46.685
Diese Unterscheidung erklärt unterschiedliche Optimierungen bei

00:27:46.685 --> 00:27:48.373
verschiedenen Antrieben und Aufgaben.

00:27:48.373 --> 00:27:52.003
Ein strahlgetriebenes Flugzeug wird häufig über Schubgrößen betrachtet, ein

00:27:52.003 --> 00:27:55.053
Propellerantrieb über Wellenleistung und Propellerwirkungsgrad.

00:27:55.053 --> 00:27:58.868
Der nutzbare Vortrieb entsteht aber jeweils erst durch den gesamten Antrieb.

00:27:58.868 --> 00:28:02.419
Spezifischer Verbrauch, Höhe und Wirkungsgrad beeinflussen die wirklichen

00:28:02.419 --> 00:28:04.512
Reichweiten- und Ausdauergeschwindigkeiten.

00:28:04.512 --> 00:28:07.893
Ein einziger Kurvenpunkt darf nicht pauschal für alle Flugzeugarten als

00:28:07.893 --> 00:28:10.037
wirtschaftlichster Zustand bezeichnet werden.

00:28:10.037 --> 00:28:13.605
Wir rechnen mit einem Widerstand von zehntausend Newton und hundert Metern

00:28:13.605 --> 00:28:14.184
pro Sekunde.

00:28:14.184 --> 00:28:17.946
Die erforderliche Vortriebsleistung beträgt eine Million Watt, also ein

00:28:17.946 --> 00:28:18.423
Megawatt.

00:28:18.423 --> 00:28:21.612
Bei achtzig Metern pro Sekunde und einem angenommenen Widerstand von

00:28:21.612 --> 00:28:24.333
elftausend Newton beträgt sie achthundertachtzig Kilowatt.

00:28:24.333 --> 00:28:27.927
Obwohl die erforderliche Kraft größer ist, ist die Leistung kleiner.

00:28:27.927 --> 00:28:31.053
Die gewählten Zahlen zeigen den Unterschied von Kraftminimum und

00:28:31.053 --> 00:28:31.884
Leistungsminimum.

00:28:31.884 --> 00:28:35.396
Die Lernfrage lautet: Wenn die Geschwindigkeit unter den Punkt kleinster

00:28:35.396 --> 00:28:38.811
erforderlicher Leistung fällt, spart weiteres Langsamerwerden zwingend

00:28:38.811 --> 00:28:39.641
Energie pro Zeit?

00:28:39.641 --> 00:28:40.448
Nein.

00:28:40.448 --> 00:28:44.030
Der induzierte Widerstand kann so stark zunehmen, dass die erforderliche

00:28:44.030 --> 00:28:45.175
Leistung wieder steigt.

00:28:45.175 --> 00:28:48.431
Der langsame Bereich der Leistungskurve wird deshalb häufig als Bereich

00:28:48.431 --> 00:28:51.550
umgekehrter Geschwindigkeitsstabilität im Sinne des Leistungsbedarfs

00:28:51.550 --> 00:28:51.917
erklärt.

00:28:51.917 --> 00:28:55.345
Die genaue dynamische Reaktion des Flugzeugs umfasst jedoch zusätzlich

00:28:55.345 --> 00:28:56.716
Trimmung und aktive Führung.

00:28:56.716 --> 00:29:00.155
Ein Propeller hat nicht unter allen Bedingungen denselben Wirkungsgrad.

00:29:00.155 --> 00:29:03.452
Die Wellenleistung muss deshalb durch eine passende Wirkungsgradbetrachtung

00:29:03.452 --> 00:29:05.782
mit der nutzbaren Vortriebsleistung verknüpft werden.

00:29:05.782 --> 00:29:09.206
Im Stillstand kann ein Propeller Schub erzeugen, obwohl das Produkt aus

00:29:09.206 --> 00:29:11.087
Fluggeschwindigkeit und Schub null ist.

00:29:11.087 --> 00:29:14.181
Daraus folgt nicht, dass seine Wellenleistung null wäre.

00:29:14.181 --> 00:29:17.251
Ein Teil der Energie steckt in der beschleunigten Luft und weiteren

00:29:17.251 --> 00:29:17.709
Verlusten.

00:29:17.709 --> 00:29:20.982
Für Prüfungsaufgaben werden verfügbare und erforderliche Größen auf

00:29:20.982 --> 00:29:22.497
derselben Grundlage verglichen.

00:29:22.497 --> 00:29:25.642
Verfügbare Wellenleistung darf nicht ungeprüft einer erforderlichen

00:29:25.642 --> 00:29:27.331
Schubkraft gegenübergestellt werden.

00:29:27.331 --> 00:29:30.633
Erst mit Geschwindigkeit und Wirkungsgrad entsteht ein konsistenter

00:29:30.633 --> 00:29:31.126
Vergleich.

00:29:31.126 --> 00:29:34.714
Die Einheit hilft: Newton ist Kraft, Watt ist Leistung.

00:29:34.714 --> 00:29:38.152
Wer diese einfache Dimensionsprüfung durchführt, erkennt viele falsche

00:29:38.152 --> 00:29:41.345
Kurveninterpretationen bereits, bevor eine komplexere Rechnung zu

00:29:41.345 --> 00:29:43.211
Steigleistung oder Reichweite beginnt.

00:29:43.211 --> 00:29:46.548
In Bodennähe kann sich die dreidimensionale Strömung eines tragenden Flügels

00:29:46.548 --> 00:29:48.963
nicht so entwickeln wie in großer Entfernung vom Boden.

00:29:48.963 --> 00:29:51.755
Das Wirbelsystem und das Abwindfeld verändern sich.

00:29:51.755 --> 00:29:55.427
Bei vergleichbarem Auftrieb kann dadurch der induzierte Widerstand abnehmen.

00:29:55.427 --> 00:29:58.308
Der zugehörige induzierte Anstellwinkel wird kleiner.

00:29:58.308 --> 00:30:01.671
Die Änderung ist besonders ausgeprägt, wenn der Flügel nur einen kleinen

00:30:01.671 --> 00:30:04.847
Bruchteil seiner Spannweite über einer geeigneten Oberfläche fliegt.

00:30:04.847 --> 00:30:08.458
Für denselben geometrischen Anstellwinkel kann der Auftrieb im Bodeneffekt

00:30:08.458 --> 00:30:09.043
größer sein.

00:30:09.043 --> 00:30:12.516
Für denselben benötigten Auftrieb kann dagegen ein anderer geometrischer

00:30:12.516 --> 00:30:13.384
Winkel ausreichen.

00:30:13.384 --> 00:30:17.281
Welche Größe bei einem Vergleich konstant gehalten wird, gehört daher zur

00:30:17.281 --> 00:30:17.708
Antwort.

00:30:17.708 --> 00:30:20.874
Ein pauschaler Satz wie Bodeneffekt macht immer mehr Auftrieb ist

00:30:20.874 --> 00:30:24.527
unvollständig, wenn der Pilot gleichzeitig Geschwindigkeit, Winkel und Höhe

00:30:24.527 --> 00:30:25.014
verändert.

00:30:25.014 --> 00:30:28.052
Auch Leitwerk und Druckmessung können durch die veränderte Umgebung

00:30:28.052 --> 00:30:28.913
beeinflusst werden.

00:30:28.913 --> 00:30:31.521
Wir betrachten einen fiktiven Widerstandsvergleich.

00:30:31.521 --> 00:30:34.950
Außerhalb des Bodeneffekts betrage der Grundwiderstand sechshundert Newton

00:30:34.950 --> 00:30:37.036
und der induzierte Anteil vierhundert Newton.

00:30:37.036 --> 00:30:40.817
Angenommen, nur der induzierte Anteil sinke nahe dem Boden um dreißig

00:30:40.817 --> 00:30:41.255
Prozent.

00:30:41.255 --> 00:30:44.030
Dreißig Prozent von vierhundert sind hundertzwanzig.

00:30:44.030 --> 00:30:47.996
Der Gesamtwiderstand sinkt von tausend auf achthundertachtzig Newton, also

00:30:47.996 --> 00:30:48.908
um zwölf Prozent.

00:30:48.908 --> 00:30:52.405
Dreißig Prozent weniger induzierter Widerstand bedeuten hier somit zwölf

00:30:52.405 --> 00:30:54.008
Prozent weniger Gesamtwiderstand.

00:30:54.008 --> 00:30:57.336
Beim Start kann ein Flugzeug innerhalb des Bodeneffekts einen Zustand

00:30:57.336 --> 00:31:00.182
erreichen, der außerhalb davon nicht dauerhaft haltbar ist.

00:31:00.182 --> 00:31:03.742
Verlässt es den Bereich, kann der Widerstand bei gleichem erforderlichem

00:31:03.742 --> 00:31:04.582
Auftrieb steigen.

00:31:04.582 --> 00:31:07.822
Die verfügbare Leistung muss diesen Übergang und den beabsichtigten

00:31:07.822 --> 00:31:08.887
Steigflug ermöglichen.

00:31:08.887 --> 00:31:12.357
Eine beobachtete kurze Bodenfreiheit allein zeigt keine ausreichende

00:31:12.357 --> 00:31:13.123
Energiereserve.

00:31:13.123 --> 00:31:16.757
Die tatsächliche Startführung und zulässige Masse folgen den Leistungsdaten

00:31:16.757 --> 00:31:17.339
des Musters.

00:31:17.339 --> 00:31:21.228
Die Lernfrage lautet: Ist Bodeneffekt bei zehn Metern Flügelhöhe für jedes

00:31:21.228 --> 00:31:22.384
Flugzeug gleich stark?

00:31:22.384 --> 00:31:23.192
Nein.

00:31:23.192 --> 00:31:26.674
Zehn Meter sind bei einer kleinen Spannweite ein anderes relatives Maß als

00:31:26.674 --> 00:31:28.039
bei einem sehr großen Flügel.

00:31:28.039 --> 00:31:31.565
Oberflächenform, Fluglage und Flügelgeometrie kommen hinzu.

00:31:31.565 --> 00:31:34.790
Eine dimensionslose Höhenangabe bezogen auf die Spannweite ist für

00:31:34.790 --> 00:31:38.015
Vergleiche deshalb sinnvoller als eine einzelne absolute Höhe ohne

00:31:38.015 --> 00:31:38.700
Flugzeugbezug.

00:31:38.700 --> 00:31:42.146
Bei einer Landung kann die Widerstandsänderung das Ausschweben beeinflussen.

00:31:42.146 --> 00:31:45.729
Überschüssige Geschwindigkeit trägt zusätzliche kinetische Energie in diesen

00:31:45.729 --> 00:31:46.200
Abschnitt.

00:31:46.200 --> 00:31:49.297
Weniger induzierter Widerstand kann deren Abbau verzögern.

00:31:49.297 --> 00:31:52.629
Aus der Erscheinung folgt aber kein allgemeiner Korrekturbefehl für das

00:31:52.629 --> 00:31:52.957
Steuer.

00:31:52.957 --> 00:31:56.256
Das Lernziel ist die Ursache der veränderten Flugzeugreaktion.

00:31:56.256 --> 00:31:59.401
Besonders niedrige Vorbeiflüge werden durch dieses Modell nicht zu einem

00:31:59.401 --> 00:32:01.498
Verfahren mit berechenbarer Sicherheitsgarantie.

00:32:01.498 --> 00:32:04.800
Der Bodeneffekt wirkt außerdem nicht wie ein festes Luftkissen mit einer

00:32:04.800 --> 00:32:05.718
scharfen Obergrenze.

00:32:05.718 --> 00:32:09.042
Seine Stärke verändert sich kontinuierlich mit Geometrie und Höhe.

00:32:09.042 --> 00:32:12.610
Diese Vorstellung verhindert, dass ein Pilot aus einem einzelnen Höhenwert

00:32:12.610 --> 00:32:14.683
einen plötzlichen Leistungssprung erwartet.

00:32:14.683 --> 00:32:17.994
Für Prüfungsaufgaben wird die gegebene Änderung gezielt auf den passenden

00:32:17.994 --> 00:32:21.306
Widerstandsanteil angewendet und anschließend wieder zum gesamten Kräfte-

00:32:21.306 --> 00:32:22.939
und Energiehaushalt zusammengesetzt.

00:32:22.939 --> 00:32:26.661
Hinterkantenklappen ermöglichen einem Flügel, bei Start und Landung andere

00:32:26.661 --> 00:32:28.773
Eigenschaften anzunehmen als im Reiseflug.

00:32:28.773 --> 00:32:31.525
Eine einfache Klappe erhöht beim Ausfahren die Wölbung.

00:32:31.525 --> 00:32:35.036
Eine Spreizklappe verändert vor allem die Unterseitenkontur und kann viel

00:32:35.036 --> 00:32:35.998
Widerstand erzeugen.

00:32:35.998 --> 00:32:39.503
Eine Fowlerklappe bewegt sich zusätzlich nach hinten und kann die wirksame

00:32:39.503 --> 00:32:40.355
Fläche vergrößern.

00:32:40.355 --> 00:32:43.731
Spaltklappen führen energiereiche Außenströmung in die Nähe der folgenden

00:32:43.731 --> 00:32:45.996
Oberfläche und beeinflussen dadurch die Ablösung.

00:32:45.996 --> 00:32:49.407
In einer Auftriebsbeiwertkurve kann das Ausfahren den Beiwert bei gleichem

00:32:49.407 --> 00:32:52.772
geometrischem Anstellwinkel erhöhen und den maximalen Beiwert vergrößern.

00:32:52.772 --> 00:32:56.329
Der kritische geometrische Anstellwinkel muss dabei nicht ebenfalls größer

00:32:56.329 --> 00:32:56.665
werden.

00:32:56.665 --> 00:32:59.641
Hinterkantenklappen können ihn je nach Auslegung vermindern.

00:32:59.641 --> 00:33:03.151
Die zwei Aussagen höherer maximaler Auftrieb und größerer kritischer Winkel

00:33:03.151 --> 00:33:05.117
dürfen deshalb nicht gleichgesetzt werden.

00:33:05.117 --> 00:33:08.168
Vorderkantensysteme wirken in diesem Punkt häufig anders.

00:33:08.168 --> 00:33:11.634
Wir rechnen mit unveränderter Masse, Dichte und Bezugsfläche.

00:33:11.634 --> 00:33:15.407
Der maximale Auftriebsbeiwert steige von eins Komma fünf auf zwei Komma

00:33:15.407 --> 00:33:15.673
vier.

00:33:15.673 --> 00:33:19.123
Das Verhältnis der zugehörigen Überziehgeschwindigkeiten ergibt sich aus der

00:33:19.123 --> 00:33:21.711
Wurzel von eins Komma fünf geteilt durch zwei Komma vier.

00:33:21.711 --> 00:33:25.594
Der Quotient beträgt null Komma sechs zwei fünf, seine Wurzel ungefähr null

00:33:25.594 --> 00:33:26.526
Komma sieben neun.

00:33:26.526 --> 00:33:30.162
Aus hundert Knoten würden im fiktiven Modell rund neunundsiebzig Knoten.

00:33:30.162 --> 00:33:33.750
Eine reale Vordefinition der Geschwindigkeit wird dadurch nicht ersetzt.

00:33:33.750 --> 00:33:36.134
Klappen verändern ebenfalls das Nickmoment.

00:33:36.134 --> 00:33:39.638
Bei einem konventionellen Flügel kann die zusätzliche Hinterkantenbelastung

00:33:39.638 --> 00:33:42.442
einen stärkeren kopflastigen Profilmomentenbeitrag erzeugen.

00:33:42.442 --> 00:33:45.354
Gleichzeitig verändert sich der Abwind am Höhenleitwerk.

00:33:45.354 --> 00:33:49.116
Antriebseinflüsse, Klappenmechanik und Flugsteuerung kommen hinzu.

00:33:49.116 --> 00:33:52.744
Die insgesamt beobachtete Nickreaktion ist deshalb musterspezifisch.

00:33:52.744 --> 00:33:55.810
Aus dem Moment eines isolierten Profils lässt sich kein universeller

00:33:55.810 --> 00:33:58.019
Handgriff für die vollständige Maschine ableiten.

00:33:58.019 --> 00:34:01.938
Die Lernfrage lautet: Verbessert die größte Klappenstellung zwangsläufig den

00:34:01.938 --> 00:34:02.814
Startsteigwinkel?

00:34:02.814 --> 00:34:03.622
Nein.

00:34:03.622 --> 00:34:06.616
Zusätzlicher Auftrieb kann die erforderliche Abhebegeschwindigkeit

00:34:06.616 --> 00:34:09.928
beeinflussen, während der steigende Widerstand die anschließende Leistung

00:34:09.928 --> 00:34:10.608
verschlechtert.

00:34:10.608 --> 00:34:13.462
Ein Startzustand muss mehrere Anforderungen erfüllen.

00:34:13.462 --> 00:34:16.536
Zugelassene Startstellungen und Tabellen berücksichtigen diesen

00:34:16.536 --> 00:34:17.171
Zusammenhang.

00:34:17.171 --> 00:34:20.192
Maximales Ausfahren ist keine allgemeine Optimierung aller

00:34:20.192 --> 00:34:21.130
Flugeigenschaften.

00:34:21.130 --> 00:34:24.908
Beim Einfahren kann der momentan verfügbare Beiwert bei unverändertem Winkel

00:34:24.908 --> 00:34:25.356
abnehmen.

00:34:25.356 --> 00:34:29.077
Das Flugzeug benötigt eine passende Kombination aus Geschwindigkeit, Lage

00:34:29.077 --> 00:34:32.339
und Energie, damit die gewünschte Flugbahn erhalten werden kann.

00:34:32.339 --> 00:34:35.402
Die Wirkung entwickelt sich während der Bewegung und hängt von ihrer

00:34:35.402 --> 00:34:36.077
Reihenfolge ab.

00:34:36.077 --> 00:34:39.490
Die Theorie erklärt somit, warum Konfigurationswechsel in festgelegte

00:34:39.490 --> 00:34:42.458
Geschwindigkeits- und Verfahrensbereiche eingebunden werden.

00:34:42.458 --> 00:34:45.695
Für eine Prüfungsrechnung muss geklärt werden, ob die Bezugsfläche der

00:34:45.695 --> 00:34:49.024
veröffentlichten Beiwerte trotz veränderter realer Flügelfläche konstant

00:34:49.024 --> 00:34:49.810
definiert bleibt.

00:34:49.810 --> 00:34:53.239
Eine Flächenvergrößerung darf nicht zweimal eingerechnet werden, einmal

00:34:53.239 --> 00:34:56.523
ausdrücklich und nochmals in einem bereits darauf bezogenen Beiwert.

00:34:56.523 --> 00:35:00.076
Die Definition der Daten ist wichtiger als ein nur scheinbar ausführlicher

00:35:00.076 --> 00:35:00.700
Formelansatz.

00:35:00.700 --> 00:35:03.819
Erst mit derselben Grundlage lassen sich saubere und ausgefahrene

00:35:03.819 --> 00:35:05.498
Konfiguration sinnvoll vergleichen.

00:35:05.498 --> 00:35:08.890
Vorderkantensysteme sollen dem Flügel im langsamen Flug einen geeigneten

00:35:08.890 --> 00:35:11.480
Druckverlauf und ein günstigeres Ablöseverhalten geben.

00:35:11.480 --> 00:35:14.583
Ein Vorflügel liegt vor der eigentlichen Flügelnase und bildet im

00:35:14.583 --> 00:35:16.492
ausgefahrenen Zustand meist einen Spalt.

00:35:16.492 --> 00:35:19.820
Dieser verändert das Zusammenspiel der Druckverteilungen und die Strömung

00:35:19.820 --> 00:35:20.777
über dem Hauptflügel.

00:35:20.777 --> 00:35:24.547
Die Erklärung Luft wird einfach zusätzlich auf die Oberseite gepresst greift

00:35:24.547 --> 00:35:24.944
zu kurz.

00:35:24.944 --> 00:35:27.893
Entscheidend ist die gesamte Wechselwirkung der Strömungsfelder.

00:35:27.893 --> 00:35:31.542
Ein wirksames Vorderkantensystem kann das Erreichen großer Anstellwinkel

00:35:31.542 --> 00:35:34.330
ermöglichen, bevor eine großflächige Ablösung entsteht.

00:35:34.330 --> 00:35:37.511
Dadurch steigen häufig kritischer Anstellwinkel und maximaler

00:35:37.511 --> 00:35:38.398
Auftriebsbeiwert.

00:35:38.398 --> 00:35:41.820
Ein fest eingebauter Schlitz besitzt andere betriebliche Eigenschaften als

00:35:41.820 --> 00:35:43.022
ein beweglicher Vorflügel.

00:35:43.022 --> 00:35:46.453
Nasenklappen und Krügerklappen verändern die Vorderkantengeometrie auf

00:35:46.453 --> 00:35:47.090
andere Weise.

00:35:47.090 --> 00:35:51.369
Die Bauart bestimmt, welche Wölbung, Rundung und Spaltwirkung im jeweiligen

00:35:51.369 --> 00:35:52.339
Zustand entsteht.

00:35:52.339 --> 00:35:55.761
Die Kombination aus Vorder- und Hinterkantensystemen wird gemeinsam

00:35:55.761 --> 00:35:56.272
ausgelegt.

00:35:56.272 --> 00:35:59.612
Die Hinterkante liefert mehr Wölbung und gegebenenfalls Fläche; die

00:35:59.612 --> 00:36:02.304
Vorderkante unterstützt ein passendes Ablöseverhalten.

00:36:02.304 --> 00:36:05.668
Aus zwei Einzelverbesserungen entsteht jedoch keine einfach addierbare

00:36:05.668 --> 00:36:06.437
Prozentrechnung.

00:36:06.437 --> 00:36:10.390
Druckverteilung, Abwind und Lastverteilung beeinflussen sich gegenseitig.

00:36:10.390 --> 00:36:13.781
Die veröffentlichten Konfigurationsdaten beziehen sich auf die tatsächlich

00:36:13.781 --> 00:36:16.392
untersuchte Kombination und ihre vorgesehenen Stellungen.

00:36:16.392 --> 00:36:19.903
Die Lernfrage lautet: Wenn ein Vorflügel den kritischen Anstellwinkel

00:36:19.903 --> 00:36:22.905
erhöht, muss er im Reiseflug dauerhaft ausgefahren bleiben?

00:36:22.905 --> 00:36:23.713
Nein.

00:36:23.713 --> 00:36:27.241
Zusätzliche Oberfläche, Spalte und geänderte Form können den Widerstand

00:36:27.241 --> 00:36:29.923
erhöhen und den Hochgeschwindigkeitsbereich begrenzen.

00:36:29.923 --> 00:36:33.254
Die ausgefahrene Geometrie ist für andere Aufgaben vorgesehen.

00:36:33.254 --> 00:36:36.411
Ein variabler Flügel vermittelt gerade zwischen günstigen langsamen

00:36:36.411 --> 00:36:39.378
Eigenschaften und einer geeigneten sauberen Reisekonfiguration.

00:36:39.378 --> 00:36:41.933
Wir betrachten ein fiktives Auftriebsdiagramm.

00:36:41.933 --> 00:36:45.560
Der saubere Flügel erreicht seinen maximalen Beiwert bei vierzehn Grad.

00:36:45.560 --> 00:36:49.374
Mit einem passenden Vorderkantensystem liegt das Maximum bei zwanzig Grad.

00:36:49.374 --> 00:36:51.334
Die Differenz beträgt sechs Grad.

00:36:51.334 --> 00:36:54.999
Daraus folgt keine sechs Grad größere zulässige Nicklage gegenüber dem

00:36:54.999 --> 00:36:55.471
Horizont.

00:36:55.471 --> 00:36:59.071
Der relevante Winkel bleibt der Winkel zur örtlichen relativen Anströmung.

00:36:59.071 --> 00:37:02.610
Die Zahlen erklären die Kurve und benennen keine realen Einsatzgrenzen.

00:37:02.610 --> 00:37:05.921
Weitere Verfahren beeinflussen die Grenzschicht durch Absaugung oder

00:37:05.921 --> 00:37:06.408
Ausblasen.

00:37:06.408 --> 00:37:10.366
Absaugung kann schwache wandnahe Luft entfernen; Ausblasen kann zusätzlichen

00:37:10.366 --> 00:37:11.200
Impuls zuführen.

00:37:11.200 --> 00:37:14.676
Beide benötigen technische Einrichtungen und können vom Energieangebot

00:37:14.676 --> 00:37:15.123
abhängen.

00:37:15.123 --> 00:37:18.240
Auch kleine Wirbelgeneratoren transportieren durch gezielte Wirbel

00:37:18.240 --> 00:37:20.223
energiereichere Luft in wandnahe Bereiche.

00:37:20.223 --> 00:37:22.432
Sie erzeugen dafür selbst Widerstand.

00:37:22.432 --> 00:37:25.847
Ein örtlicher Gewinn muss gegen die Wirkung am gesamten Flugzeug beurteilt

00:37:25.847 --> 00:37:26.170
werden.

00:37:26.170 --> 00:37:29.574
Bei ungleichen Stellungen beider Flügelhälften können große Unterschiede in

00:37:29.574 --> 00:37:31.117
Auftrieb und Widerstand entstehen.

00:37:31.117 --> 00:37:34.522
Überwachung und Begrenzung der Systeme haben deshalb aerodynamische

00:37:34.522 --> 00:37:35.030
Bedeutung.

00:37:35.030 --> 00:37:38.597
Die konkrete Reaktion auf eine Fehlfunktion wird durch Musterunterlagen

00:37:38.597 --> 00:37:39.049
bestimmt.

00:37:39.049 --> 00:37:42.229
Für das Fach Grundlagen des Fliegens genügt die begründete Kette:

00:37:42.229 --> 00:37:45.654
asymmetrische Geometrie verändert die Druckverteilung, diese verändert

00:37:45.654 --> 00:37:49.080
Kräfte und Momente, und deren Auswirkungen hängen von Geschwindigkeit,

00:37:49.080 --> 00:37:51.184
Belastung und verfügbarer Steuerwirkung ab.

00:37:51.184 --> 00:37:54.628
Spoiler sind Flächen, die aus einer Tragflächenoberseite herausgestellt

00:37:54.628 --> 00:37:56.811
werden und die dortige Strömung beeinflussen.

00:37:56.811 --> 00:38:00.382
Sie können einen Teil des Auftriebs vermindern und zusätzlichen Widerstand

00:38:00.382 --> 00:38:00.816
erzeugen.

00:38:00.816 --> 00:38:04.111
Beim symmetrischen Einsatz können sie den Energieabbau unterstützen.

00:38:04.111 --> 00:38:07.197
Beim asymmetrischen Einsatz unterstützen geeignete Systeme die

00:38:07.197 --> 00:38:07.893
Rollsteuerung.

00:38:07.893 --> 00:38:11.265
Auf dem Boden kann eine dafür vorgesehene Stellung den Flügel entlasten und

00:38:11.265 --> 00:38:13.827
damit die auf den Rädern wirkende Normalkraft vergrößern.

00:38:13.827 --> 00:38:17.022
Der Begriff Luftbremse bezeichnet allgemeiner eine Einrichtung zur

00:38:17.022 --> 00:38:17.990
Widerstandserhöhung.

00:38:17.990 --> 00:38:21.501
Nicht jede Luftbremse muss am Flügel Auftrieb in gleichem Maß vernichten.

00:38:21.501 --> 00:38:24.973
Ein am Rumpf angebrachtes System kann andere Kraft- und Momentenwirkungen

00:38:24.973 --> 00:38:26.447
besitzen als eine Flügelklappe.

00:38:26.447 --> 00:38:29.729
Die Funktion wird deshalb über die reale Konstruktion erklärt.

00:38:29.729 --> 00:38:33.180
Ähnliche Bedienbegriffe im Cockpit beweisen keine identische aerodynamische

00:38:33.180 --> 00:38:35.481
Wirkung an zwei unterschiedlichen Flugzeugmustern.

00:38:35.481 --> 00:38:38.968
Im Flug kann ein Flugsteuerungssystem einen Teil der Auftriebsänderung durch

00:38:38.968 --> 00:38:41.125
andere Flächen oder Führungsgrößen ausgleichen.

00:38:41.125 --> 00:38:44.752
Dann beobachtet man möglicherweise vor allem eine stärkere Verzögerung oder

00:38:44.752 --> 00:38:45.864
einen anderen Sinkpfad.

00:38:45.864 --> 00:38:48.879
Ohne solchen Ausgleich würde die veränderte Kraftsumme eine andere

00:38:48.879 --> 00:38:49.975
Beschleunigung erzeugen.

00:38:49.975 --> 00:38:53.483
Das Flugzeug selbst kennt keinen Wunsch des Piloten nach ausschließlich mehr

00:38:53.483 --> 00:38:53.990
Widerstand.

00:38:53.990 --> 00:38:57.358
Die tatsächlich entstehenden Kräfte bestimmen gemeinsam mit den Regelungen

00:38:57.358 --> 00:38:57.949
die Bewegung.

00:38:57.949 --> 00:39:00.487
Wir rechnen einen fiktiven horizontalen Fall.

00:39:00.487 --> 00:39:02.953
Die Masse betrage zwanzigtausend Kilogramm.

00:39:02.953 --> 00:39:05.928
Der bisherige Schub sei gleich dem bisherigen Widerstand.

00:39:05.928 --> 00:39:09.489
Eine symmetrische Stellung vergrößere den Widerstand um viertausend Newton,

00:39:09.489 --> 00:39:12.338
während andere Einflüsse für den Moment ausgeglichen werden.

00:39:12.338 --> 00:39:16.179
Die Verzögerung beträgt viertausend geteilt durch zwanzigtausend, also null

00:39:16.179 --> 00:39:18.022
Komma zwei Meter pro Quadratsekunde.

00:39:18.022 --> 00:39:21.609
Über zehn Sekunden wären das im konstant angenommenen Modell zwei Meter pro

00:39:21.609 --> 00:39:23.139
Sekunde Geschwindigkeitsabnahme.

00:39:23.139 --> 00:39:26.854
Die Lernfrage lautet: Ist eine solche Verzögerung während des gesamten

00:39:26.854 --> 00:39:27.862
Sinkflugs konstant?

00:39:27.862 --> 00:39:28.670
Nein.

00:39:28.670 --> 00:39:32.777
Widerstand verändert sich mit Geschwindigkeit, Beiwerten und Konfiguration.

00:39:32.777 --> 00:39:36.164
Gleichzeitig liefert die Gewichtskomponente entlang einer geneigten Bahn

00:39:36.164 --> 00:39:36.822
einen Beitrag.

00:39:36.822 --> 00:39:39.443
Schub kann sich ändern und Regelungen greifen ein.

00:39:39.443 --> 00:39:42.769
Die kleine Rechnung isoliert genau einen Augenblick und zeigt, wie eine

00:39:42.769 --> 00:39:45.392
zusätzliche Kraft in eine Beschleunigung übersetzt wird.

00:39:45.392 --> 00:39:49.016
Beim Ein- oder Ausfahren ändern sich häufig mehrere Größen gleichzeitig.

00:39:49.016 --> 00:39:52.418
Ein Rollspoiler reduziert beispielsweise den Auftrieb auf einer Seite und

00:39:52.418 --> 00:39:54.189
kann zugleich ein Giermoment erzeugen.

00:39:54.189 --> 00:39:57.810
Geschwindigkeit und Lastvielfaches beeinflussen die Größe der Reaktion.

00:39:57.810 --> 00:40:01.578
Grenzen für die Nutzung können aus Struktur, Buffet, Steuerwirkung oder

00:40:01.578 --> 00:40:02.957
Systemauslegung entstehen.

00:40:02.957 --> 00:40:06.059
Ihre Zahlenwerte gehören zu den jeweiligen zugelassenen Unterlagen und

00:40:06.059 --> 00:40:08.496
werden nicht aus einer generischen Zeichnung geschätzt.

00:40:08.496 --> 00:40:11.559
Für Aufgaben zu Konfigurationsübergängen wird zunächst der Zustand

00:40:11.559 --> 00:40:13.462
unmittelbar vor der Bewegung beschrieben.

00:40:13.462 --> 00:40:16.968
Danach folgen die direkt verursachten Kraft- und Momentenänderungen und erst

00:40:16.968 --> 00:40:18.767
anschließend die neue Flugzeugbewegung.

00:40:18.767 --> 00:40:22.440
Diese zeitliche Reihenfolge verhindert einen häufigen Denkfehler: Ein später

00:40:22.440 --> 00:40:25.920
wieder ausgeglichenes Flugzeug beweist nicht, dass während des Übergangs

00:40:25.920 --> 00:40:27.322
keine Kräfteänderung auftrat.

00:40:27.322 --> 00:40:30.552
Das erneute Gleichgewicht kann gerade durch eine veränderte Lage,

00:40:30.552 --> 00:40:33.186
Geschwindigkeit oder aktive Regelung entstanden sein.

00:40:33.186 --> 00:40:36.455
Ein überzogener Flügel hat den für seinen aktuellen Zustand maßgeblichen

00:40:36.455 --> 00:40:39.179
kritischen Anstellwinkelbereich erreicht oder überschritten.

00:40:39.179 --> 00:40:42.611
Das ist keine ausschließlich an eine einzige angezeigte Geschwindigkeit

00:40:42.611 --> 00:40:43.675
gebundene Eigenschaft.

00:40:43.675 --> 00:40:48.149
Geschwindigkeit, Last und Konfiguration bestimmen, welcher Beiwert benötigt

00:40:48.149 --> 00:40:48.447
wird.

00:40:48.447 --> 00:40:51.986
Ein Flugzeug kann bei hoher Geschwindigkeit überziehen, wenn eine große

00:40:51.986 --> 00:40:52.982
Kraft verlangt wird.

00:40:52.982 --> 00:40:56.531
Es kann ebenso bei stark reduzierter Belastung vorübergehend einen anderen

00:40:56.531 --> 00:41:00.080
Geschwindigkeitszustand besitzen, ohne dieselbe Auftriebskraft erzeugen zu

00:41:00.080 --> 00:41:00.416
müssen.

00:41:00.416 --> 00:41:03.931
Die Ablösung beginnt bei einem realen Flügel häufig nicht an jeder Stelle

00:41:03.931 --> 00:41:04.557
gleichzeitig.

00:41:04.557 --> 00:41:09.103
Grundriss, Profile, Schränkung, Vorderkante und lokale Strömung beeinflussen

00:41:09.103 --> 00:41:10.060
die Reihenfolge.

00:41:10.060 --> 00:41:13.386
Ein Beginn weiter innen kann die äußeren Bereiche und damit die Querruder

00:41:13.386 --> 00:41:15.026
zunächst günstiger anströmen lassen.

00:41:15.026 --> 00:41:17.904
Eine frühe Außenflügelablösung kann dagegen Rollsteuerung und

00:41:17.904 --> 00:41:19.933
Momentenverhalten erheblich verschlechtern.

00:41:19.933 --> 00:41:23.271
Aus der sichtbaren Flügelform allein lässt sich das tatsächliche Verhalten

00:41:23.271 --> 00:41:24.534
nicht vollständig bestimmen.

00:41:24.534 --> 00:41:27.937
Ein schiebender oder rollender Zustand verändert die Anströmung links und

00:41:27.937 --> 00:41:28.264
rechts.

00:41:28.264 --> 00:41:31.726
Während einer Rollbewegung besitzt die lokale Flügelgeschwindigkeit eine

00:41:31.726 --> 00:41:33.313
zusätzliche vertikale Komponente.

00:41:33.313 --> 00:41:36.692
Beim nach unten bewegten Flügel kann dadurch der lokale Anstellwinkel

00:41:36.692 --> 00:41:38.650
steigen, beim nach oben bewegten sinken.

00:41:38.650 --> 00:41:42.102
In anliegender Strömung wirkt dieser Unterschied gewöhnlich der Rollbewegung

00:41:42.102 --> 00:41:42.511
entgegen.

00:41:42.511 --> 00:41:46.107
Im abgelösten Bereich können diese Zusammenhänge ungünstig verändert werden

00:41:46.107 --> 00:41:47.737
und eine Autorotation begünstigen.

00:41:47.737 --> 00:41:51.357
Beim Trudeln besteht ein überzogener autorotierender Zustand mit gekoppelten

00:41:51.357 --> 00:41:52.453
Roll- und Gieranteilen.

00:41:52.453 --> 00:41:55.709
Die Flügelhälften können unterschiedliche Ablösung und Widerstände

00:41:55.709 --> 00:41:56.202
aufweisen.

00:41:56.202 --> 00:41:59.172
Ein Trudeln kann sich von einer anfänglichen Entwicklung zu einem

00:41:59.172 --> 00:42:00.589
ausgeprägten Zustand verändern.

00:42:00.589 --> 00:42:03.522
Schwerpunkt und Massenverteilung beeinflussen den Verlauf.

00:42:03.522 --> 00:42:06.997
Es wird deshalb weder mit jeder abwärts gerichteten Kurve gleichgesetzt noch

00:42:06.997 --> 00:42:09.147
allein an einer niedrigen Fahrtanzeige erkannt.

00:42:09.147 --> 00:42:12.629
Die Abgrenzung zur anliegend umströmten Steilspirale ist wesentlich; eine

00:42:12.629 --> 00:42:16.207
zulässige Trudelausbildung oder ein Wiederherstellungsverfahren wird daraus

00:42:16.207 --> 00:42:17.018
nicht abgeleitet.

00:42:17.018 --> 00:42:21.039
Die Lernfrage lautet: Beweist eine ungefähr waagerechte Nase, dass keine

00:42:21.039 --> 00:42:22.323
Überziehgefahr besteht?

00:42:22.323 --> 00:42:23.131
Nein.

00:42:23.131 --> 00:42:25.771
Nicklage ist eine Orientierung zum Horizont.

00:42:25.771 --> 00:42:29.260
Der entscheidende Winkel wird gegenüber der relativen Anströmung gemessen.

00:42:29.260 --> 00:42:32.751
Ein steiler Sinkflug, eine Böe oder eine hohe Bahnbeschleunigung kann bei

00:42:32.751 --> 00:42:36.050
einem unscheinbaren Horizontbild einen großen Anstellwinkel erzeugen.

00:42:36.050 --> 00:42:39.564
Die Beurteilung benötigt daher mehr Informationen als die Silhouette der

00:42:39.564 --> 00:42:39.808
Nase.

00:42:39.808 --> 00:42:41.942
Wir rechnen den Zusammenhang mit einer fiktiven

00:42:41.942 --> 00:42:45.257
Bezugsüberziehgeschwindigkeit von achtzig Knoten bei einem Lastvielfachen

00:42:45.257 --> 00:42:45.666
von eins.

00:42:45.666 --> 00:42:49.074
Bei unveränderter Konfiguration und einem Lastvielfachen von zwei steigt die

00:42:49.074 --> 00:42:52.392
entsprechende Geschwindigkeit im einfachen Modell mit der Wurzel aus zwei.

00:42:52.392 --> 00:42:55.900
Achtzig mal eins Komma vier eins vier sind etwa hundertdreizehn Knoten.

00:42:55.900 --> 00:42:59.374
Das Flugzeug kann also bei deutlich mehr als achtzig Knoten denselben

00:42:59.374 --> 00:43:01.287
maximal verfügbaren Beiwert benötigen.

00:43:01.287 --> 00:43:05.616
Buffet, Warnsysteme, Steuerkräfte und Lageänderungen können einen kritischen

00:43:05.616 --> 00:43:06.698
Zustand ankündigen.

00:43:06.698 --> 00:43:09.364
Die Ausprägung und Reihenfolge unterscheiden sich.

00:43:09.364 --> 00:43:12.256
Ein stick shaker erzeugt eine künstliche Warnung, während ein

00:43:12.256 --> 00:43:15.528
aerodynamisches Schütteln durch unstationäre Strömung entstehen kann.

00:43:15.528 --> 00:43:18.493
Fehlendes deutliches Schütteln beweist keine sichere Reserve.

00:43:18.493 --> 00:43:21.569
Warn- und Schutzfunktionen werden nur innerhalb ihrer tatsächlichen

00:43:21.569 --> 00:43:23.956
Bedingungen und verfügbaren Betriebsarten beurteilt.

00:43:23.956 --> 00:43:27.206
Die technische Erklärung unterstützt die Ausbildung zur Erkennung und

00:43:27.206 --> 00:43:27.724
Vermeidung.

00:43:27.724 --> 00:43:31.201
Sie liefert hier keine allgemeingültige Folge von Ruderausschlägen für einen

00:43:31.201 --> 00:43:32.710
Strömungsabriss oder ein Trudeln.

00:43:32.710 --> 00:43:36.449
Zulässige Manöver und Verfahren hängen vom Muster und seinem Zustand ab.

00:43:36.449 --> 00:43:39.803
Als physikalische Kernaussage bleibt: Zusätzlicher geforderter Auftrieb

00:43:39.803 --> 00:43:43.392
allein kann eine bereits abgelöste Strömung nicht beliebig wiederherstellen.

00:43:43.392 --> 00:43:47.027
Anstellwinkel, Energie und verfügbare Steuerwirkung müssen im passenden

00:43:47.027 --> 00:43:48.921
Ausbildungskontext verstanden werden.

00:43:48.921 --> 00:43:52.224
Eine aerodynamische Kontur ist empfindlich gegenüber Veränderungen an

00:43:52.224 --> 00:43:53.325
entscheidenden Stellen.

00:43:53.325 --> 00:43:57.032
Eis, Frost oder andere Ablagerungen verändern nicht nur die Masse.

00:43:57.032 --> 00:44:00.784
Sie können Profilform, Rauigkeit und Druckverteilung beeinflussen.

00:44:00.784 --> 00:44:04.216
Eine kleine Störung an der Vorderkante kann die Grenzschicht früh umschlagen

00:44:04.216 --> 00:44:05.119
oder ablösen lassen.

00:44:05.119 --> 00:44:08.129
Der sichtbare Flächenanteil der Verunreinigung ist deshalb kein

00:44:08.129 --> 00:44:11.282
zuverlässiges Maß ihres Einflusses auf Auftrieb und Steuerbarkeit.

00:44:11.282 --> 00:44:14.775
Der maximale Auftriebsbeiwert kann sinken, der kritische Anstellwinkel

00:44:14.775 --> 00:44:16.870
kleiner werden und der Widerstand steigen.

00:44:16.870 --> 00:44:20.059
Auch das Nickmoment und die Anströmung von Steuerflächen können sich

00:44:20.059 --> 00:44:20.527
verändern.

00:44:20.527 --> 00:44:23.926
Ein bekannter sauberer Geschwindigkeitswert bietet dann nicht automatisch

00:44:23.926 --> 00:44:24.717
dieselbe Reserve.

00:44:24.717 --> 00:44:28.153
Wenn ein Warnsystem von einer sauberen aerodynamischen Beziehung ausgeht,

00:44:28.153 --> 00:44:31.494
kann außerdem die Zuordnung zwischen Warnung und tatsächlicher Ablösung

00:44:31.494 --> 00:44:32.529
beeinträchtigt werden.

00:44:32.529 --> 00:44:35.219
Die konkrete Systemauslegung bleibt entscheidend.

00:44:35.219 --> 00:44:38.753
Wir rechnen eine rein fiktive Wirkung bei unveränderter Masse und Dichte.

00:44:38.753 --> 00:44:41.868
Der maximale Beiwert sinke von eins Komma sechs auf eins.

00:44:41.868 --> 00:44:45.296
Die entsprechende Überziehgeschwindigkeit steigt mit der Wurzel aus eins

00:44:45.296 --> 00:44:48.535
Komma sechs, also ungefähr um den Faktor eins Komma zwei sechs fünf.

00:44:48.535 --> 00:44:51.933
Aus hundert Knoten werden in diesem Modell rund hundertsechsundzwanzig

00:44:51.933 --> 00:44:52.273
Knoten.

00:44:52.273 --> 00:44:55.708
Die Zahlen sind keine Vorhersage für eine bestimmte Eisansammlung; sie

00:44:55.708 --> 00:44:58.996
zeigen die Empfindlichkeit gegenüber verlorenem maximalem Auftrieb.

00:44:58.996 --> 00:45:02.093
Die Lernfrage lautet: Kann mehr Schub die ursprüngliche saubere

00:45:02.093 --> 00:45:03.666
Auftriebskurve wiederherstellen?

00:45:03.666 --> 00:45:04.474
Nein.

00:45:04.474 --> 00:45:08.176
Schub beeinflusst den Energiehaushalt und bei manchen Flugzeugen die lokale

00:45:08.176 --> 00:45:08.720
Anströmung.

00:45:08.720 --> 00:45:11.972
Er entfernt aber nicht automatisch die veränderte Kontur oder stellt den

00:45:11.972 --> 00:45:13.689
früheren kritischen Winkel wieder her.

00:45:13.689 --> 00:45:17.162
Eine ausreichend hohe verfügbare Antriebsleistung beweist deshalb keine

00:45:17.162 --> 00:45:19.217
unveränderte Steuer- oder Überziehreserve.

00:45:19.217 --> 00:45:22.505
Leistungs- und Auftriebsfragen müssen nebeneinander geprüft werden.

00:45:22.505 --> 00:45:26.161
Ein vereistes Höhenleitwerk kann ebenfalls andere Eigenschaften besitzen als

00:45:26.161 --> 00:45:27.363
ein sauberer Hauptflügel.

00:45:27.363 --> 00:45:30.876
Seine lokale Anströmung enthält den Abwind des Flügels und verändert sich

00:45:30.876 --> 00:45:31.935
bei Klappenbewegungen.

00:45:31.935 --> 00:45:35.301
Damit können sich aerodynamische Wechselwirkungen ergeben, die aus der

00:45:35.301 --> 00:45:37.417
isolierten Flügelkurve nicht erkennbar sind.

00:45:37.417 --> 00:45:40.280
Die richtige Einordnung eines konkreten Anzeichens gehört zur

00:45:40.280 --> 00:45:43.564
musterspezifischen Ausbildung und zu den dafür vorgesehenen Verfahren.

00:45:43.564 --> 00:45:47.235
Wasser oder Rauigkeit können außerdem an empfindlichen laminaren Oberflächen

00:45:47.235 --> 00:45:48.346
den Umschlag verändern.

00:45:48.346 --> 00:45:51.440
Nicht jede Verschmutzung führt zu derselben Art von Ablösung.

00:45:51.440 --> 00:45:55.647
Entscheidend sind Ort, Form, Reynolds- und Machzahl sowie Konfiguration.

00:45:55.647 --> 00:45:58.929
Die Theorie begründet deshalb die Anforderungen an den freigegebenen

00:45:58.929 --> 00:45:59.846
Oberflächenzustand.

00:45:59.846 --> 00:46:03.243
Sie rechtfertigt keine selbst erfundene Toleranz, weil eine Ablagerung

00:46:03.243 --> 00:46:06.882
gering erscheint oder ein anderer Flugzeugtyp damit scheinbar geflogen ist.

00:46:06.882 --> 00:46:10.096
Für Prüfungsaufgaben werden die geänderten Parameter ausdrücklich

00:46:10.096 --> 00:46:10.641
übernommen.

00:46:10.641 --> 00:46:13.970
Wird ein kleinerer maximaler Beiwert vorgegeben, muss dieser statt des

00:46:13.970 --> 00:46:16.396
sauberen Wertes in die Gleichung eingesetzt werden.

00:46:16.396 --> 00:46:19.923
Kommen höherer Widerstand und geänderte Momente hinzu, genügt eine einzige

00:46:19.923 --> 00:46:23.306
Geschwindigkeitskorrektur nicht zur Beschreibung des gesamten Zustands.

00:46:23.306 --> 00:46:27.305
Eine vollständige Erklärung benennt jeweils die verlorene Reserve: Auftrieb,

00:46:27.305 --> 00:46:30.830
Leistung, Steuerwirkung oder eine Kombination dieser Eigenschaften.

00:46:30.830 --> 00:46:34.250
Ein getrimmtes Flugzeug befindet sich hinsichtlich der betrachteten Achse im

00:46:34.250 --> 00:46:35.240
Momentengleichgewicht.

00:46:35.240 --> 00:46:38.631
Wird sein Anstellwinkel geringfügig erhöht, interessiert bei statischer

00:46:38.631 --> 00:46:41.545
Längsstabilität die zunächst entstehende Nickmomententendenz.

00:46:41.545 --> 00:46:44.896
Bei einem statisch stabilen Zustand wirkt sie der Anstellwinkelstörung

00:46:44.896 --> 00:46:45.327
entgegen.

00:46:45.327 --> 00:46:48.303
Bei einem statisch instabilen Zustand verstärkt sie diese.

00:46:48.303 --> 00:46:51.769
Neutral bedeutet, dass für die betrachtete kleine Änderung zunächst keine

00:46:51.769 --> 00:46:54.286
entsprechende rückführende Momentenänderung entsteht.

00:46:54.286 --> 00:46:57.614
Diese Definition beschreibt keine vollständige spätere Flugbahn.

00:46:57.614 --> 00:47:01.320
Sie betrachtet zunächst eine lokale Eigenschaft um einen bestimmten Zustand.

00:47:01.320 --> 00:47:04.777
Das Vorzeichen der Steigung des Nickmomentenbeiwerts über dem Anstellwinkel

00:47:04.777 --> 00:47:07.358
kennzeichnet die Beziehung im üblichen Vorzeichensystem.

00:47:07.358 --> 00:47:10.643
Eine negative Steigung bedeutet dann statische Längsstabilität.

00:47:10.643 --> 00:47:14.154
Die Nulllage der Momentenkurve bestimmt die Trimmung, ihre Steigung die

00:47:14.154 --> 00:47:14.697
Stabilität.

00:47:14.697 --> 00:47:18.065
Ein Flugzeug kann somit getrimmt und dennoch statisch instabil sein.

00:47:18.065 --> 00:47:21.791
Der Neutralpunkt bezeichnet die Schwerpunktlage, bei der die betrachtete

00:47:21.791 --> 00:47:23.705
Anstellwinkelstabilität neutral wird.

00:47:23.705 --> 00:47:27.889
Liegt der Schwerpunkt davor, ist die statische Marge bei üblicher Definition

00:47:27.889 --> 00:47:28.330
positiv.

00:47:28.330 --> 00:47:30.996
Eine Verlagerung nach hinten vermindert diese Marge.

00:47:30.996 --> 00:47:34.941
Flügel, Rumpf, Leitwerk, Abwind und Steuerbedingungen tragen zur

00:47:34.941 --> 00:47:36.235
Neutralpunktlage bei.

00:47:36.235 --> 00:47:39.415
Sie ist nicht einfach der sichtbare Flächenmittelpunkt des Flügels.

00:47:39.415 --> 00:47:42.809
Auch ein aerodynamischer Bezugspunkt eines einzelnen Profils ist nicht

00:47:42.809 --> 00:47:45.233
automatisch der Neutralpunkt des ganzen Flugzeugs.

00:47:45.233 --> 00:47:48.982
Wir rechnen mit einer mittleren aerodynamischen Flügeltiefe von vier Metern.

00:47:48.982 --> 00:47:52.789
Der Neutralpunkt liege bei vierzig Prozent, der Schwerpunkt bei dreißig

00:47:52.789 --> 00:47:53.915
Prozent dieser Tiefe.

00:47:53.915 --> 00:47:57.592
Der Abstand beträgt zehn Prozent beziehungsweise null Komma vier Meter.

00:47:57.592 --> 00:47:59.841
Die statische Marge ist null Komma eins.

00:47:59.841 --> 00:48:03.292
Wandert der Schwerpunkt auf fünfunddreißig Prozent, sinkt sie auf fünf

00:48:03.292 --> 00:48:05.561
Prozent beziehungsweise null Komma zwei Meter.

00:48:05.561 --> 00:48:09.158
Diese geometrischen Werte benennen noch keine zugelassene Beladungsgrenze.

00:48:09.158 --> 00:48:12.828
Die Lernfrage lautet: Erhöht ein weiter vorn liegender Schwerpunkt ohne jede

00:48:12.828 --> 00:48:14.181
Nebenwirkung die Sicherheit?

00:48:14.181 --> 00:48:17.817
Eine größere statische Marge kann stärkere rückführende Tendenzen erzeugen,

00:48:17.817 --> 00:48:21.066
zugleich steigen aber möglicherweise erforderliche Steuerkräfte und

00:48:21.066 --> 00:48:21.842
Leitwerkslasten.

00:48:21.842 --> 00:48:24.952
Die verfügbare Höhenruderwirkung kann andere Grenzen setzen.

00:48:24.952 --> 00:48:28.848
Zulässige Schwerpunktbereiche berücksichtigen Stabilität, Steuerbarkeit und

00:48:28.848 --> 00:48:30.510
weitere Anforderungen gemeinsam.

00:48:30.510 --> 00:48:33.945
Eine einzelne positive Eigenschaft rechtfertigt kein Überschreiten der

00:48:33.945 --> 00:48:34.730
vorderen Grenze.

00:48:34.730 --> 00:48:38.011
Die Begriffe steuerfest und steuerfrei unterscheiden, ob die Steuerfläche

00:48:38.011 --> 00:48:41.203
bei der Störung festgehalten wird oder durch Scharniermomente mitbewegt

00:48:41.203 --> 00:48:41.742
werden kann.

00:48:41.742 --> 00:48:45.393
Dadurch können sich Stabilitätsbeiträge und Neutralpunkt unterscheiden.

00:48:45.393 --> 00:48:48.961
Bei aktiv geregelten Flugzeugen kommen Flugsteuerungsgesetze hinzu.

00:48:48.961 --> 00:48:52.259
Die natürliche aerodynamische Eigenschaft und das Verhalten des geregelten

00:48:52.259 --> 00:48:55.513
Gesamtsystems müssen deshalb mit klar bezeichneten Bedingungen verglichen

00:48:55.513 --> 00:48:55.825
werden.

00:48:55.825 --> 00:48:59.438
Für Aufgaben wird die Schwerpunktlage auf dieselbe Bezugslinie und dieselbe

00:48:59.438 --> 00:49:01.413
Flügeltiefe wie der Neutralpunkt bezogen.

00:49:01.413 --> 00:49:04.857
Ein Abstand in Metern und eine Lage in Prozent dürfen erst nach sauberer

00:49:04.857 --> 00:49:06.244
Umrechnung verglichen werden.

00:49:06.244 --> 00:49:10.086
Danach lässt sich begründet sagen, ob eine Verlagerung die Marge vergrößert

00:49:10.086 --> 00:49:10.957
oder verkleinert.

00:49:10.957 --> 00:49:14.402
Die Aussage bleibt an Konfiguration, Geschwindigkeitsbereich und die

00:49:14.402 --> 00:49:16.377
angegebenen Steuerbedingungen gebunden.

00:49:16.377 --> 00:49:20.011
Eine Kraft erzeugt um den Schwerpunkt ein Moment, wenn ihre Wirkungslinie

00:49:20.011 --> 00:49:21.953
einen senkrechten Abstand dazu besitzt.

00:49:21.953 --> 00:49:25.785
Flügel, Leitwerk, Rumpf und Antrieb tragen zum Nickmoment bei.

00:49:25.785 --> 00:49:29.083
Im Trimmzustand ist die Summe unter den festgelegten Bedingungen null.

00:49:29.083 --> 00:49:32.488
Eine Trimmeinrichtung entlastet den Piloten oder stellt über die Ausrichtung

00:49:32.488 --> 00:49:34.908
von Flächen einen passenden Gleichgewichtszustand ein.

00:49:34.908 --> 00:49:37.854
Ihre mechanische Ausführung kann vom kleinen Trimmruder bis zum

00:49:37.854 --> 00:49:39.959
verstellbaren gesamten Höhenleitwerk reichen.

00:49:39.959 --> 00:49:43.489
Bei vielen konventionellen Zuständen erzeugt das Höhenleitwerk eine nach

00:49:43.489 --> 00:49:44.616
unten gerichtete Kraft.

00:49:44.616 --> 00:49:47.947
Diese kann das kopflastige Moment der übrigen Beiträge ausgleichen.

00:49:47.947 --> 00:49:51.610
Sie ist aber kein allgemeines Naturgesetz für jeden Schwerpunkt und jeden

00:49:51.610 --> 00:49:52.212
Flugzustand.

00:49:52.212 --> 00:49:55.435
Andere Auslegungen oder Zustände können eine nach oben gerichtete

00:49:55.435 --> 00:49:56.675
Leitwerkskraft aufweisen.

00:49:56.675 --> 00:50:00.002
Die Richtung wird aus der tatsächlichen Momentenbilanz ermittelt, nicht

00:50:00.002 --> 00:50:01.924
allein aus der Bezeichnung Höhenleitwerk.

00:50:01.924 --> 00:50:04.120
Wir rechnen ein fiktives Gleichgewicht.

00:50:04.120 --> 00:50:07.452
Die Summe der übrigen Beiträge erzeuge ein kopflastiges Moment von

00:50:07.452 --> 00:50:08.866
vierzigtausend Newtonmetern.

00:50:08.866 --> 00:50:11.549
Das Leitwerk liege acht Meter hinter dem Schwerpunkt.

00:50:11.549 --> 00:50:15.115
Eine geeignete nach unten gerichtete Kraft von fünftausend Newton erzeugt

00:50:15.115 --> 00:50:18.779
den benötigten gegenläufigen Momentenbetrag, denn fünftausend mal acht sind

00:50:18.779 --> 00:50:19.511
vierzigtausend.

00:50:19.511 --> 00:50:22.165
Die Vorzeichen werden in der Zeichnung festgelegt.

00:50:22.165 --> 00:50:25.609
Ohne diese Richtungsangabe wäre ein bloßer positiver Zahlenwert keine

00:50:25.609 --> 00:50:26.608
vollständige Lösung.

00:50:26.608 --> 00:50:28.728
Wir ergänzen das Kräftegleichgewicht.

00:50:28.728 --> 00:50:32.253
Das Gewicht betrage hunderttausend Newton und die Leitwerkskraft wirke mit

00:50:32.253 --> 00:50:33.681
fünftausend Newton nach unten.

00:50:33.681 --> 00:50:36.856
Vernachlässigen wir andere vertikale Beiträge, muss der Flügel

00:50:36.856 --> 00:50:39.108
hundertfünftausend Newton nach oben liefern.

00:50:39.108 --> 00:50:42.880
Die Leitwerksabtriebskraft erhöht also den vom Flügel benötigten Auftrieb.

00:50:42.880 --> 00:50:45.536
Das kann seinen induzierten Widerstand beeinflussen.

00:50:45.536 --> 00:50:49.179
Zusätzlich besitzt das Leitwerk eigene Widerstandsbeiträge; die Summe wird

00:50:49.179 --> 00:50:51.197
als Teil des Trimmwiderstands betrachtet.

00:50:51.197 --> 00:50:54.813
Die Lernfrage lautet: Beseitigt eine neue Trimmstellung automatisch die

00:50:54.813 --> 00:50:56.749
Ursache einer statischen Instabilität?

00:50:56.749 --> 00:50:57.557
Nein.

00:50:57.557 --> 00:51:00.439
Sie kann die Momentenkurve so verschieben, dass ein anderer

00:51:00.439 --> 00:51:01.855
Gleichgewichtspunkt entsteht.

00:51:01.855 --> 00:51:04.917
Die Steigung der Kurve gegenüber dem Anstellwinkel wird dadurch nicht

00:51:04.917 --> 00:51:07.179
zwangsläufig in der erforderlichen Weise verändert.

00:51:07.179 --> 00:51:10.766
Trimmzustand und Stabilitätsreserve sind getrennte Eigenschaften, auch wenn

00:51:10.766 --> 00:51:13.587
beide über dieselben Flächen und Kräfte beeinflusst werden.

00:51:13.587 --> 00:51:17.202
Ändern sich Geschwindigkeit, Schub oder Konfiguration, ändern sich

00:51:17.202 --> 00:51:20.817
möglicherweise Druckverteilung, Hebelarme und Leitwerksanströmung.

00:51:20.817 --> 00:51:23.602
Der vorherige Trimmzustand kann dann nicht mehr passen.

00:51:23.602 --> 00:51:27.300
In der räumlichen Darstellung werden deshalb Nicklage, Kräfte und Momente

00:51:27.300 --> 00:51:28.009
unterschieden.

00:51:28.009 --> 00:51:31.634
Eine sichtbare Nasenbewegung ist das Ergebnis der Momentenwirkung und der

00:51:31.634 --> 00:51:32.429
Flugzeugdynamik.

00:51:32.429 --> 00:51:35.954
Die Skizze zeigt keinen allgemein gültigen Trimmablauf für ein bestimmtes

00:51:35.954 --> 00:51:36.292
Muster.

00:51:36.292 --> 00:51:39.453
Bei einem Trimmruder kann die kleine Fläche eine aerodynamische Kraft

00:51:39.453 --> 00:51:42.384
erzeugen, die das Hauptsteuer in die gewünschte Richtung bewegt.

00:51:42.384 --> 00:51:45.795
Servoruder, Antiservoruder und Ausgleichseinrichtungen verfolgen

00:51:45.795 --> 00:51:47.021
unterschiedliche Ziele.

00:51:47.021 --> 00:51:50.194
Ihre Ausschlagrichtungen werden aus den Scharniermomenten erklärt.

00:51:50.194 --> 00:51:53.549
Das bloße Merken einer Richtung ohne Benennung der Bauart führt leicht zu

00:51:53.549 --> 00:51:53.917
Fehlern.

00:51:53.917 --> 00:51:57.768
In einer Prüfungsskizze werden daher zuerst Drehpunkt, lokale Strömung und

00:51:57.768 --> 00:51:59.226
gewünschtes Moment markiert.

00:51:59.226 --> 00:52:02.491
Statische Stabilität beschreibt die anfängliche Momententendenz.

00:52:02.491 --> 00:52:05.939
Dynamische Stabilität beschreibt, was aus einer Störung im weiteren

00:52:05.939 --> 00:52:07.174
zeitlichen Verlauf wird.

00:52:07.174 --> 00:52:10.900
Eine Schwingung kann abklingen, unverändert weitergehen oder anwachsen.

00:52:10.900 --> 00:52:14.382
Ein statisch rückführendes Moment garantiert allein noch keine ausreichend

00:52:14.382 --> 00:52:15.277
gedämpfte Bewegung.

00:52:15.277 --> 00:52:18.413
Das Flugzeug besitzt Trägheit und kann seinen Gleichgewichtspunkt

00:52:18.413 --> 00:52:19.088
überschreiten.

00:52:19.088 --> 00:52:22.148
Aerodynamische Dämpfung und Kopplungen bestimmen gemeinsam mit der

00:52:22.148 --> 00:52:23.261
Rückführung den Verlauf.

00:52:23.261 --> 00:52:26.658
Die kurze Längsschwingung betrifft besonders Anstellwinkel und Nickrate.

00:52:26.658 --> 00:52:30.039
Geschwindigkeit und Höhe verändern sich über einen kurzen Abschnitt meist

00:52:30.039 --> 00:52:31.475
weniger stark als diese Größen.

00:52:31.475 --> 00:52:35.148
Leitwerk, Massenträgheit und die Wirkung einer Nickbewegung auf die lokale

00:52:35.148 --> 00:52:36.487
Anströmung sind wesentlich.

00:52:36.487 --> 00:52:39.617
Der Ausdruck kurz bezeichnet eine typische zeitliche Eigenschaft im

00:52:39.617 --> 00:52:41.532
Vergleich zu einer anderen Eigenbewegung.

00:52:41.532 --> 00:52:45.706
Er liefert keine feste Sekundenzahl, die für jede Masse, Konfiguration und

00:52:45.706 --> 00:52:47.285
jedes Flugzeug gelten würde.

00:52:47.285 --> 00:52:50.768
Die Phygoide ist eine langsamere Längsbewegung, bei der Geschwindigkeit und

00:52:50.768 --> 00:52:53.136
Höhe in einem ausgeprägten Austausch stehen können.

00:52:53.136 --> 00:52:56.438
Kinetische und potenzielle Energie wechseln ihre Anteile, während der

00:52:56.438 --> 00:53:00.074
Anstellwinkel in einer einfachen Betrachtung vergleichsweise wenig verändert

00:53:00.074 --> 00:53:00.313
wird.

00:53:00.313 --> 00:53:03.479
Das Flugzeug wird schneller und verliert Höhe oder wird langsamer und

00:53:03.479 --> 00:53:04.075
gewinnt Höhe.

00:53:04.075 --> 00:53:07.443
Widerstand und Antrieb beeinflussen dabei die Energiebilanz und damit auch

00:53:07.443 --> 00:53:08.626
die Dämpfung der Bewegung.

00:53:08.626 --> 00:53:11.648
Wir beschreiben eine fiktive Messreihe von Nickwinkelspitzen.

00:53:11.648 --> 00:53:15.155
Auf eine Störung folgen Ausschläge von vier Grad, dann drei Grad,

00:53:15.155 --> 00:53:17.260
anschließend zwei Komma zwei fünf Grad.

00:53:17.260 --> 00:53:20.567
Jeder Betrag entspricht fünfundsiebzig Prozent des vorherigen.

00:53:20.567 --> 00:53:24.027
Die Amplitude nimmt ab; diese Reihe zeigt gedämpftes Verhalten.

00:53:24.027 --> 00:53:27.847
Wären die Beträge vier, fünf und sechs Komma zwei fünf Grad, würden sie

00:53:27.847 --> 00:53:30.106
jeweils um fünfundzwanzig Prozent wachsen.

00:53:30.106 --> 00:53:32.827
Das wäre ein wachsender Verlauf trotz möglicher Wechsel der

00:53:32.827 --> 00:53:33.657
Ausschlagrichtung.

00:53:33.657 --> 00:53:37.066
Die Lernfrage lautet: Bedeutet eine lange Schwingungsdauer automatisch

00:53:37.066 --> 00:53:38.673
geringe Gefahr und gute Dämpfung?

00:53:38.673 --> 00:53:39.481
Nein.

00:53:39.481 --> 00:53:42.788
Dauer und Abklinggeschwindigkeit sind unterschiedliche Eigenschaften.

00:53:42.788 --> 00:53:45.856
Eine langsame Bewegung kann schwach gedämpft oder wachsend sein.

00:53:45.856 --> 00:53:49.026
Ihre zunehmende Geschwindigkeit oder Höhe kann Grenzen berühren.

00:53:49.026 --> 00:53:51.929
Umgekehrt kann eine kurze Bewegung deutlich gedämpft sein.

00:53:51.929 --> 00:53:55.345
Eine Beurteilung braucht deshalb sowohl den zeitlichen Abstand der Spitzen

00:53:55.345 --> 00:53:56.869
als auch deren Größenentwicklung.

00:53:56.869 --> 00:54:00.450
Ein Autopilot oder eine Flugsteuerungsregelung kann Bewegungen dämpfen oder

00:54:00.450 --> 00:54:02.312
bestimmte Führungsgrößen stabilisieren.

00:54:02.312 --> 00:54:05.716
Die beobachtete Antwort des Gesamtsystems unterscheidet sich dann von der

00:54:05.716 --> 00:54:07.255
rein natürlichen Flugzeugantwort.

00:54:07.255 --> 00:54:10.817
Auch Sensoren, Verzögerungen und Stellgrenzen gehören dazu.

00:54:10.817 --> 00:54:14.365
Der Ausfall einer aktiven Funktion kann das Verhalten verändern, obwohl

00:54:14.365 --> 00:54:16.513
Schwerpunkt und Flügel unverändert bleiben.

00:54:16.513 --> 00:54:20.049
Eine ausreichende natürliche Dämpfung darf nicht aus einem einzigen Flug mit

00:54:20.049 --> 00:54:21.677
aktiver Regelung abgeleitet werden.

00:54:21.677 --> 00:54:25.286
Für die Prüfung ordnen wir eine Beschreibung zuerst den beteiligten Größen

00:54:25.286 --> 00:54:25.432
zu.

00:54:25.432 --> 00:54:28.546
Rasche Änderungen von Anstellwinkel und Nickrate bei zunächst ähnlicher

00:54:28.546 --> 00:54:31.704
Geschwindigkeit sprechen im vereinfachten Modell für die kurze Bewegung.

00:54:31.704 --> 00:54:34.640
Langsamer Austausch von Höhe und Geschwindigkeit mit kleinerer

00:54:34.640 --> 00:54:36.582
Anstellwinkeländerung passt zur Phygoide.

00:54:36.582 --> 00:54:40.456
Anschließend wird unabhängig davon beurteilt, ob die gegebene Amplitude

00:54:40.456 --> 00:54:42.476
wächst, konstant bleibt oder abnimmt.

00:54:42.476 --> 00:54:45.967
Diese zweistufige Auswertung verhindert die Verwechslung von Bewegungsart

00:54:45.967 --> 00:54:47.067
und Stabilitätsaussage.

00:54:47.067 --> 00:54:50.450
Eine seitliche Anströmung kann durch einen Schiebewinkel beschrieben werden.

00:54:50.450 --> 00:54:53.886
Die Luft kommt dann im gewählten Bezugssystem mit einem seitlichen Anteil

00:54:53.886 --> 00:54:54.827
auf das Flugzeug zu.

00:54:54.827 --> 00:54:58.579
Statische Richtungsstabilität bedeutet, dass daraus eine Giermomententendenz

00:54:58.579 --> 00:55:02.084
entsteht, welche die Längsachse wieder stärker zur relativen Anströmung

00:55:02.084 --> 00:55:02.626
ausrichtet.

00:55:02.626 --> 00:55:05.926
Ein hinter dem Schwerpunkt liegendes Seitenleitwerk liefert häufig einen

00:55:05.926 --> 00:55:06.889
wesentlichen Beitrag.

00:55:06.889 --> 00:55:10.455
Seine Seitenkraft besitzt einen Hebelarm und kann damit wie eine Windfahne

00:55:10.455 --> 00:55:10.792
wirken.

00:55:10.792 --> 00:55:14.558
Andere Bauteile tragen ebenfalls zur Seitenkraft und zum Giermoment bei.

00:55:14.558 --> 00:55:18.130
Ein vorderer Rumpfanteil kann eine andere Momentenrichtung erzeugen als ein

00:55:18.130 --> 00:55:18.559
hinterer.

00:55:18.559 --> 00:55:22.122
Deshalb genügt die bloße Größe des Seitenleitwerks nicht zur vollständigen

00:55:22.122 --> 00:55:22.700
Beurteilung.

00:55:22.700 --> 00:55:26.097
Anströmung, Abschattung durch andere Flächen, Anstellwinkel und

00:55:26.097 --> 00:55:28.524
Konfiguration beeinflussen seine Wirksamkeit.

00:55:28.524 --> 00:55:31.852
In großen Anstellwinkelbereichen kann die örtliche Strömung deutlich vom

00:55:31.852 --> 00:55:33.655
einfachen ungestörten Modell abweichen.

00:55:33.655 --> 00:55:36.723
Der V-Stellungseffekt beschreibt die Rollmomentenantwort auf einen

00:55:36.723 --> 00:55:37.374
Schiebewinkel.

00:55:37.374 --> 00:55:40.599
Geometrisch nach oben geneigte Flügel können bei seitlicher Anströmung

00:55:40.599 --> 00:55:42.856
unterschiedliche wirksame Anstellwinkel erhalten.

00:55:42.856 --> 00:55:46.013
Daraus entsteht ein Rollmoment, das in geeigneten Bedingungen eine

00:55:46.013 --> 00:55:49.026
rückführende Tendenz im seitlichen Bewegungsablauf unterstützt.

00:55:49.026 --> 00:55:51.988
Der Begriff umfasst jedoch mehr als die sichtbare V-Form.

00:55:51.988 --> 00:55:55.276
Pfeilung, Hoch- oder Tiefdeckeranordnung und die Strömung am Rumpf

00:55:55.276 --> 00:55:57.418
beeinflussen den gesamten Effekt ebenfalls.

00:55:57.418 --> 00:56:00.977
Die Lernfrage lautet: Erzeugt eine Querneigung in ruhender Luft unmittelbar

00:56:00.977 --> 00:56:04.109
allein durch die V-Form ein definiertes rückstellendes Rollmoment?

00:56:04.109 --> 00:56:06.090
Nicht in dieser vereinfachten Form.

00:56:06.090 --> 00:56:09.372
Der V-Stellungseffekt wird über die seitliche Anströmung beschrieben.

00:56:09.372 --> 00:56:12.895
Die Querneigung kann eine seitliche Bewegung und damit Schieben begünstigen;

00:56:12.895 --> 00:56:15.907
erst daraus ergibt sich die entsprechende aerodynamische Antwort.

00:56:15.907 --> 00:56:19.232
Lagewinkel und Schiebewinkel sind zwei verschiedene Größen und dürfen nicht

00:56:19.232 --> 00:56:20.873
stillschweigend gleichgesetzt werden.

00:56:20.873 --> 00:56:23.550
Wir berechnen ein fiktives Seitenleitwerksmoment.

00:56:23.550 --> 00:56:27.210
Die Seitenkraft betrage achthundert Newton, ihr senkrechter Hebelarm zum

00:56:27.210 --> 00:56:28.430
Schwerpunkt sechs Meter.

00:56:28.430 --> 00:56:31.511
Der Momentenbetrag ist viertausendachthundert Newtonmeter.

00:56:31.511 --> 00:56:35.274
Würde der wirksame Hebelarm auf fünf Meter sinken, ergäben sich bei gleicher

00:56:35.274 --> 00:56:36.760
Kraft viertausend Newtonmeter.

00:56:36.760 --> 00:56:40.548
Diese Rechnung zeigt, warum Lage und Kraft gemeinsam relevant sind.

00:56:40.548 --> 00:56:43.818
Für die Momentenrichtung wird die Seitenkraft in der Skizze eindeutig

00:56:43.818 --> 00:56:44.481
eingezeichnet.

00:56:44.481 --> 00:56:47.795
Rollbewegung und Gierbewegung sind über weitere Effekte gekoppelt.

00:56:47.795 --> 00:56:51.273
Eine Giergeschwindigkeit erzeugt unterschiedliche lokale Geschwindigkeiten

00:56:51.273 --> 00:56:51.978
an den Flügeln.

00:56:51.978 --> 00:56:55.568
Pfeilung verändert, wie die seitliche Anströmung auf die Flügelhälften

00:56:55.568 --> 00:56:55.876
wirkt.

00:56:55.876 --> 00:56:59.353
Ein Flugzeug kann dadurch seitliche Eigenbewegungen besitzen, die sich nicht

00:56:59.353 --> 00:57:02.372
durch isoliertes Betrachten einer einzelnen Achse erklären lassen.

00:57:02.372 --> 00:57:05.852
Seitenruder und Querruder sind daher keine völlig voneinander unabhängigen

00:57:05.852 --> 00:57:07.687
Schalter für jeweils nur eine Bewegung.

00:57:07.687 --> 00:57:11.280
In Prüfungsaufgaben wird zuerst geprüft, ob eine Störung der Lage, der

00:57:11.280 --> 00:57:14.772
Winkelgeschwindigkeit oder der seitlichen Anströmung vorgegeben ist.

00:57:14.772 --> 00:57:17.748
Danach wird der passende aerodynamische Beitrag benannt.

00:57:17.748 --> 00:57:21.351
Richtungsstabilität beantwortet eine andere Teilfrage als Rollrückführung

00:57:21.351 --> 00:57:22.239
oder Rolldämpfung.

00:57:22.239 --> 00:57:25.630
Wer die drei sauber trennt, kann anschließend ihre Kopplung erklären, ohne

00:57:25.630 --> 00:57:28.883
jede seitliche Bewegung pauschal mit dem Satz das Flugzeug richtet sich

00:57:28.883 --> 00:57:30.075
wieder auf zu beschreiben.

00:57:30.075 --> 00:57:33.596
Eine seitliche Störung kann mehrere natürliche Bewegungsformen anregen.

00:57:33.596 --> 00:57:37.672
Die Taumelschwingung, häufig Dutch Roll genannt, verbindet Gieren, Rollen

00:57:37.672 --> 00:57:38.398
und Schieben.

00:57:38.398 --> 00:57:42.821
Seitenleitwerk, V-Stellungseffekt, Pfeilung, Trägheit und Dämpfung wirken

00:57:42.821 --> 00:57:43.730
dabei zusammen.

00:57:43.730 --> 00:57:47.076
Die Flugzeugnase und die Flügel bewegen sich mit zeitlich versetzten

00:57:47.076 --> 00:57:47.519
Anteilen.

00:57:47.519 --> 00:57:51.076
Eine Beobachtung nur der Querneigung würde deshalb nicht erklären, warum die

00:57:51.076 --> 00:57:54.492
Bewegung entstanden ist oder welche aerodynamischen Beiträge sie dämpfen.

00:57:54.492 --> 00:57:57.982
Ein ausgeprägter V-Stellungseffekt im Verhältnis zur Richtungswirkung kann

00:57:57.982 --> 00:57:59.066
zur Kopplung beitragen.

00:57:59.066 --> 00:58:02.204
Daraus folgt aber keine allgemeine Regel, dass jede große Pfeilung

00:58:02.204 --> 00:58:05.151
automatisch eine gefährlich anwachsende Schwingung verursache.

00:58:05.151 --> 00:58:08.216
Die Gesamtauslegung und aktive Dämpfung sind maßgeblich.

00:58:08.216 --> 00:58:11.944
Ein Gierdämpfer verwendet geeignete Sensorsignale und Steuerausschläge, um

00:58:11.944 --> 00:58:13.909
entsprechende Bewegungen zu vermindern.

00:58:13.909 --> 00:58:17.881
Seine Arbeitsweise und Grenzen gehören zum jeweiligen System, nicht zu einer

00:58:17.881 --> 00:58:19.605
universellen Seitenruderfrequenz.

00:58:19.605 --> 00:58:22.798
Das Rollabklingen betrifft besonders eine vorhandene Rollrate.

00:58:22.798 --> 00:58:26.143
Die Bewegung des Flügels verändert seine lokale Anströmung und erzeugt bei

00:58:26.143 --> 00:58:28.900
anliegender Strömung gewöhnlich ein entgegenwirkendes Moment.

00:58:28.900 --> 00:58:31.691
Ohne weitere Anregung kann die Rate rasch kleiner werden.

00:58:31.691 --> 00:58:34.872
Das bedeutet nicht zwingend, dass die erreichte Querneigung selbst

00:58:34.872 --> 00:58:36.463
unmittelbar auf null zurückkehrt.

00:58:36.463 --> 00:58:39.757
Winkelgeschwindigkeit und Winkel sind verschiedene Zustandsgrößen.

00:58:39.757 --> 00:58:43.427
Eine abklingende Rotation kann in einer verbleibenden geneigten Lage enden.

00:58:43.427 --> 00:58:46.719
Wir betrachten eine fiktive Rollrate von acht Grad pro Sekunde.

00:58:46.719 --> 00:58:50.820
Eine Sekunde später seien es vier, danach zwei und anschließend ein Grad pro

00:58:50.820 --> 00:58:51.251
Sekunde.

00:58:51.251 --> 00:58:53.483
Die Rate halbiert sich in jedem Abschnitt.

00:58:53.483 --> 00:58:54.890
Sie klingt also ab.

00:58:54.890 --> 00:58:58.327
Weil währenddessen weiterhin gerollt wird, ändert sich die Querneigung

00:58:58.327 --> 00:58:59.014
trotzdem noch.

00:58:59.014 --> 00:59:02.351
Aus kleiner werdender Rollrate darf man deshalb nicht schließen, dass der

00:59:02.351 --> 00:59:05.368
bereits aufgebaute Lagewinkel im gleichen Verhältnis verschwindet.

00:59:05.368 --> 00:59:09.037
Die Spiralbewegung ist meist eine langsamere, wenig schwingende Entwicklung

00:59:09.037 --> 00:59:10.651
der seitlichen Lage und Flugbahn.

00:59:10.651 --> 00:59:13.895
Unter bestimmten Kopplungsverhältnissen kann eine zunehmende Querneigung mit

00:59:13.895 --> 00:59:16.627
einem sich verstärkenden Kurven- und Sinkzustand verbunden sein.

00:59:16.627 --> 00:59:20.392
Der Verlauf kann so langsam beginnen, dass er zunächst wenig auffällt.

00:59:20.392 --> 00:59:23.742
Er unterscheidet sich von einem überzogenen autorotierenden Zustand, weil

00:59:23.742 --> 00:59:26.954
die Flügel in einer sich entwickelnden Steilspirale durchaus anliegend

00:59:26.954 --> 00:59:27.917
umströmt sein können.

00:59:27.917 --> 00:59:31.616
Die Lernfrage lautet: Beweist ein gut gedämpftes Dutch Roll gleichzeitig

00:59:31.616 --> 00:59:33.054
eine stabile Spiralbewegung?

00:59:33.054 --> 00:59:33.862
Nein.

00:59:33.862 --> 00:59:36.769
Es handelt sich um verschiedene Eigenbewegungen mit verschiedenen

00:59:36.769 --> 00:59:37.752
Beitragsverhältnissen.

00:59:37.752 --> 00:59:41.016
Eine Auslegung kann eine davon gut dämpfen und bei einer anderen eine

00:59:41.016 --> 00:59:42.482
schwache Instabilität besitzen.

00:59:42.482 --> 00:59:45.789
Aktive Systeme können einzelne Eigenschaften weiter verändern.

00:59:45.789 --> 00:59:49.394
Aussagen über seitliche Stabilität müssen deshalb benennen, welche Bewegung

00:59:49.394 --> 00:59:51.509
und welche Betriebsbedingungen gemeint sind.

00:59:51.509 --> 00:59:54.925
Für die Prüfung werden Verlauf und Zeitmaßstab anhand der Beschreibung

00:59:54.925 --> 00:59:55.511
eingeordnet.

00:59:55.511 --> 00:59:58.884
Wechselnde gekoppelte Gier- und Rollausschläge passen zur Taumelschwingung.

00:59:58.884 --> 01:00:02.425
Ein vorwiegendes Abnehmen der Rollgeschwindigkeit passt zum Rollabklingen.

01:00:02.425 --> 01:00:06.029
Eine langsame Entwicklung von Querneigung und gekrümmter Sinkbahn passt zur

01:00:06.029 --> 01:00:06.749
Spiralbewegung.

01:00:06.749 --> 01:00:10.120
Erst danach wird die Amplituden- oder Zustandsentwicklung bewertet.

01:00:10.120 --> 01:00:13.413
Damit wird eine Bewegungsbezeichnung zu einer nachvollziehbaren Diagnose

01:00:13.413 --> 01:00:15.059
statt zu einem isolierten Fremdwort.

01:00:15.059 --> 01:00:18.430
Ein Steuerflächenausschlag verändert die örtliche Profilform und damit

01:00:18.430 --> 01:00:20.404
Druckverteilung und aerodynamische Kraft.

01:00:20.404 --> 01:00:23.264
Über einen Hebelarm zum Schwerpunkt entsteht ein Moment.

01:00:23.264 --> 01:00:26.792
Das Moment erzeugt zunächst eine Winkelbeschleunigung; daraus entwickeln

01:00:26.792 --> 01:00:28.948
sich Winkelgeschwindigkeit und Lageänderung.

01:00:28.948 --> 01:00:32.315
Der häufige Satz Querruder gibt Querneigung überspringt diese zeitlichen

01:00:32.315 --> 01:00:32.736
Schritte.

01:00:32.736 --> 01:00:36.041
Für dynamische Fragen sind sie wichtig, denn ein noch bestehendes Moment

01:00:36.041 --> 01:00:38.749
kann eine bereits vorhandene Bewegung weiter beschleunigen.

01:00:38.749 --> 01:00:42.057
Bei einer herkömmlichen Querruderanordnung erhöht ein nach unten gehendes

01:00:42.057 --> 01:00:44.685
Ruder den lokalen Auftrieb und häufig auch den Widerstand.

01:00:44.685 --> 01:00:46.815
Auf der Gegenseite sinkt der Auftrieb.

01:00:46.815 --> 01:00:50.024
Der Widerstandsunterschied kann die Nase zunächst entgegen der gewünschten

01:00:50.024 --> 01:00:51.195
Rollrichtung gieren lassen.

01:00:51.195 --> 01:00:53.480
Das wird negatives Wendemoment genannt.

01:00:53.480 --> 01:00:56.690
Seine Größe hängt vom Flugzustand und der Konstruktion ab.

01:00:56.690 --> 01:01:00.518
Es ist kein Beweis, dass das Querruder seine eigentliche Rollaufgabe falsch

01:01:00.518 --> 01:01:00.926
erfüllt.

01:01:00.926 --> 01:01:04.192
Differenzierte Ausschläge lassen das nach oben gehende Querruder stärker

01:01:04.192 --> 01:01:05.961
ausschlagen als das nach unten gehende.

01:01:05.961 --> 01:01:09.080
Eine geeignete Frisebauart kann durch ihre geometrische Gestaltung

01:01:09.080 --> 01:01:11.065
Widerstand auf der anderen Seite ergänzen.

01:01:11.065 --> 01:01:14.072
Rollspoiler reduzieren den Auftrieb an der gewünschten Seite und

01:01:14.072 --> 01:01:15.857
beeinflussen ebenfalls das Giermoment.

01:01:15.857 --> 01:01:19.003
Solche Maßnahmen können das negative Wendemoment vermindern.

01:01:19.003 --> 01:01:22.148
Sie beseitigen jedoch nicht jede Kopplung unter allen Bedingungen und

01:01:22.148 --> 01:01:23.150
Fluggeschwindigkeiten.

01:01:23.150 --> 01:01:26.936
Die Lernfrage lautet: Kann man eine koordinierte Kurve allein als Gieren um

01:01:26.936 --> 01:01:28.096
die Hochachse erklären?

01:01:28.096 --> 01:01:28.904
Nein.

01:01:28.904 --> 01:01:32.490
Für die gekrümmte Flugbahn ist eine passende resultierende Seitenkomponente

01:01:32.490 --> 01:01:33.637
der Kräfte erforderlich.

01:01:33.637 --> 01:01:37.114
Im üblichen koordinierten Kurvenflug liefert der geneigte Auftrieb diese

01:01:37.114 --> 01:01:37.646
Komponente.

01:01:37.646 --> 01:01:41.270
Die Gierbewegung gehört zur Orientierung des Flugzeugs entlang der Kurve,

01:01:41.270 --> 01:01:43.007
ersetzt aber nicht die Kraftbilanz.

01:01:43.007 --> 01:01:47.198
Eine Nase, die seitlich zeigt, garantiert noch keinen passenden gekrümmten

01:01:47.198 --> 01:01:47.651
Flugweg.

01:01:47.651 --> 01:01:51.028
An der Steuerfläche selbst wirkt ein Scharniermoment um ihren Drehpunkt.

01:01:51.028 --> 01:01:54.733
Ohne hydraulische Unterstützung muss die Steuermechanik dieses Moment in

01:01:54.733 --> 01:01:56.123
passender Weise übertragen.

01:01:56.123 --> 01:02:00.055
Aerodynamische Ausgleichsflächen, innenliegende Ausgleiche, Federmechanismen

01:02:00.055 --> 01:02:03.004
und Servosteuerungen verändern die erforderlichen Kräfte.

01:02:03.004 --> 01:02:06.598
Bei vollständig angetriebenen Steuerflächen kann ein künstliches Kraftgefühl

01:02:06.598 --> 01:02:07.450
eingesetzt werden.

01:02:07.450 --> 01:02:10.762
Dann ist die vom Piloten empfundene Kraft nicht einfach die unmittelbar

01:02:10.762 --> 01:02:12.255
durchgereichte lokale Luftkraft.

01:02:12.255 --> 01:02:14.500
Wir rechnen eine kleine Momentenaufgabe.

01:02:14.500 --> 01:02:17.829
Eine resultierende Steuerflächenkraft von dreihundert Newton greife im

01:02:17.829 --> 01:02:19.732
Mittel fünf Zentimeter vom Scharnier an.

01:02:19.732 --> 01:02:22.375
Fünf Zentimeter sind null Komma null fünf Meter.

01:02:22.375 --> 01:02:25.088
Das Scharniermoment beträgt fünfzehn Newtonmeter.

01:02:25.088 --> 01:02:28.421
Verdoppelt sich bei unveränderter Geometrie und unverändertem Beiwert der

01:02:28.421 --> 01:02:31.662
dynamische Druck, verdoppelt sich im Modell auch dieser Momentenbetrag.

01:02:31.662 --> 01:02:34.935
Eine Verdoppelung der Geschwindigkeit würde dagegen den dynamischen Druck

01:02:34.935 --> 01:02:35.562
vervierfachen.

01:02:35.562 --> 01:02:38.942
Bei hohen Geschwindigkeiten können äußere Querruder begrenzt oder andere

01:02:38.942 --> 01:02:42.510
Flächen stärker verwendet werden, weil Struktur und aeroelastische Wirkungen

01:02:42.510 --> 01:02:43.871
berücksichtigt werden müssen.

01:02:43.871 --> 01:02:47.003
Die konkrete Verteilung erfolgt durch die Musterkonstruktion und

01:02:47.003 --> 01:02:48.422
gegebenenfalls Flugsteuerung.

01:02:48.422 --> 01:02:52.141
Für Aufgaben wird deshalb die vorhandene Steuerarchitektur gelesen, bevor

01:02:52.141 --> 01:02:54.688
eine Kraft oder Ausschlagrichtung abgeleitet wird.

01:02:54.688 --> 01:02:57.553
Ein mechanisch einfaches Schulflugzeug und ein aktiv geregeltes

01:02:57.553 --> 01:03:00.646
Verkehrsflugzeug können denselben aerodynamischen Grundsatz auf sehr

01:03:00.646 --> 01:03:02.010
unterschiedliche Weise nutzen.

01:03:02.010 --> 01:03:04.693
Ein Flugzeug ist keine vollkommen starre Geometrie.

01:03:04.693 --> 01:03:07.583
Flügel und Leitwerke biegen und verdrehen sich unter Last.

01:03:07.583 --> 01:03:11.226
Diese Verformungen verändern örtliche Anstellwinkel und Druckverteilungen.

01:03:11.226 --> 01:03:14.546
Die veränderten Luftkräfte können wiederum die Verformung verstärken oder

01:03:14.546 --> 01:03:15.047
vermindern.

01:03:15.047 --> 01:03:17.499
Aeroelastik untersucht diese Wechselwirkung.

01:03:17.499 --> 01:03:20.706
Eine einfache starre Kraftskizze beschreibt deshalb nicht automatisch das

01:03:20.706 --> 01:03:24.045
gesamte Verhalten bei großen dynamischen Drücken oder in einer strukturellen

01:03:24.045 --> 01:03:24.660
Eigenbewegung.

01:03:24.660 --> 01:03:27.645
Bei einer statischen Torsionsdivergenz verstärkt ein aerodynamisch

01:03:27.645 --> 01:03:31.082
verursachtes Verdrehen den örtlichen Anstellwinkel und damit das verdrehende

01:03:31.082 --> 01:03:34.293
Moment so stark, dass die elastische Rückwirkung nicht mehr ausreichend

01:03:34.293 --> 01:03:34.745
gegenhält.

01:03:34.745 --> 01:03:38.102
Das ist eine andere Erscheinung als das Überschreiten eines maximalen

01:03:38.102 --> 01:03:38.978
Auftriebsbeiwerts.

01:03:38.978 --> 01:03:42.388
Beide können mit steigender Geschwindigkeit oder Belastung relevant werden,

01:03:42.388 --> 01:03:44.434
beruhen jedoch auf verschiedenen Mechanismen.

01:03:44.434 --> 01:03:48.071
Der eine betrifft die gekoppelte Formänderung, der andere vor allem den

01:03:48.071 --> 01:03:48.942
Strömungszustand.

01:03:48.942 --> 01:03:52.387
Eine Querruderbewegung erzeugt nicht nur Auftrieb, sondern belastet den

01:03:52.387 --> 01:03:54.764
elastischen Flügel auch mit einem Torsionsmoment.

01:03:54.764 --> 01:03:57.622
Dreht sich der Flügel dadurch in ungünstiger Richtung, kann die

01:03:57.622 --> 01:03:59.618
beabsichtigte Rollwirkung geschwächt werden.

01:03:59.618 --> 01:04:02.892
Im Begriff Ruderumkehr kann schließlich die Verformungswirkung die direkte

01:04:02.892 --> 01:04:04.705
aerodynamische Steuerwirkung übertreffen.

01:04:04.705 --> 01:04:08.303
Gemeint ist hier nicht, dass ein Steuerseil falsch angeschlossen ist.

01:04:08.303 --> 01:04:11.977
Die wirksame Gesamtantwort entsteht aus direktem Ausschlag und elastischer

01:04:11.977 --> 01:04:12.424
Reaktion.

01:04:12.424 --> 01:04:16.631
Die Lernfrage lautet: Beweist eine große statische Festigkeit, dass Flattern

01:04:16.631 --> 01:04:17.683
ausgeschlossen ist?

01:04:17.683 --> 01:04:18.491
Nein.

01:04:18.491 --> 01:04:22.079
Flattern ist eine dynamische Kopplung von aerodynamischen Kräften,

01:04:22.079 --> 01:04:23.764
Elastizität und Massenträgheit.

01:04:23.764 --> 01:04:27.478
Beispielsweise können Biege- und Torsionsbewegungen Energie aus der Strömung

01:04:27.478 --> 01:04:27.967
aufnehmen.

01:04:27.967 --> 01:04:31.196
Wenn ihre Anregung die Dämpfung übersteigt, wächst die Schwingung.

01:04:31.196 --> 01:04:34.456
Eine Struktur kann hohe ruhende Lasten tragen und dennoch ungünstige

01:04:34.456 --> 01:04:36.086
dynamische Eigenschaften besitzen.

01:04:36.086 --> 01:04:39.809
Wir vergleichen zwei fiktive Schwingungsfolgen ohne daraus reale Grenzwerte

01:04:39.809 --> 01:04:40.354
abzuleiten.

01:04:40.354 --> 01:04:43.472
Im ersten Fall fallen die Amplituden von einem Millimeter auf null Komma

01:04:43.472 --> 01:04:45.291
acht und null Komma sechs vier Millimeter.

01:04:45.291 --> 01:04:48.631
Im zweiten steigen sie von einem auf eins Komma zwei und eins Komma vier

01:04:48.631 --> 01:04:49.373
vier Millimeter.

01:04:49.373 --> 01:04:53.406
Die ersten Werte zeigen Abklingen, die zweiten Wachstum um jeweils zwanzig

01:04:53.406 --> 01:04:53.842
Prozent.

01:04:53.842 --> 01:04:57.404
Die Amplitudenentwicklung beantwortet eine andere Frage als die Größe einer

01:04:57.404 --> 01:04:58.923
einzelnen gemessenen Auslenkung.

01:04:58.923 --> 01:05:02.257
Massenausgleich an einer Steuerfläche verändert ihre Massenverteilung um den

01:05:02.257 --> 01:05:04.932
Drehpunkt und kann für die Flattereigenschaften wichtig sein.

01:05:04.932 --> 01:05:08.056
Aerodynamischer Ausgleich beeinflusst dagegen Luftkräfte und

01:05:08.056 --> 01:05:08.941
Scharniermomente.

01:05:08.941 --> 01:05:12.726
Beide Begriffe enthalten Ausgleich, bezeichnen aber verschiedene Mittel.

01:05:12.726 --> 01:05:16.110
Reparaturen, Lackierung oder nicht vorgesehene Anbauten können die

01:05:16.110 --> 01:05:17.341
Massenverteilung ändern.

01:05:17.341 --> 01:05:20.805
Aus einer äußerlich kleinen Veränderung darf daher keine automatisch kleine

01:05:20.805 --> 01:05:22.468
dynamische Wirkung gefolgert werden.

01:05:22.468 --> 01:05:25.725
Für die Prüfung werden zuerst die beteiligten Mechanismen getrennt:

01:05:25.725 --> 01:05:28.933
statische Verformung, Verlust der Steuerwirksamkeit oder wachsende

01:05:28.933 --> 01:05:29.467
Schwingung.

01:05:29.467 --> 01:05:33.106
Anschließend wird ihre Verbindung zum dynamischen Druck und zur Konstruktion

01:05:33.106 --> 01:05:33.489
erklärt.

01:05:33.489 --> 01:05:37.179
Reale Geschwindigkeitsgrenzen sind Ergebnis von Nachweisen und Versuchen.

01:05:37.179 --> 01:05:40.709
Ein vereinfachtes Modell erlaubt keine eigene Freigabe oberhalb dieser

01:05:40.709 --> 01:05:41.112
Grenzen.

01:05:41.112 --> 01:05:44.853
Die Theorie erklärt, warum solche Begrenzungen auch ohne eine zuvor deutlich

01:05:44.853 --> 01:05:46.625
fühlbare Warnung Bedeutung besitzen.

01:05:46.625 --> 01:05:50.393
Ein Propeller erzeugt Vortrieb, indem er der Luft Impuls zuführt.

01:05:50.393 --> 01:05:54.144
Jedes Blatt besitzt aerodynamische Profile, deren lokale Anströmung aus

01:05:54.144 --> 01:05:56.415
mehreren Geschwindigkeitsanteilen entsteht.

01:05:56.415 --> 01:05:59.612
Die Umfangsgeschwindigkeit steigt mit dem Abstand zur Drehachse.

01:05:59.612 --> 01:06:03.036
Die Vorwärtsbewegung des Flugzeugs und die induzierte Strömung liefern

01:06:03.036 --> 01:06:03.818
weitere Anteile.

01:06:03.818 --> 01:06:07.119
Die resultierende Richtung bestimmt zusammen mit dem örtlichen Blattwinkel

01:06:07.119 --> 01:06:08.903
den wirksamen Anstellwinkel des Profils.

01:06:08.903 --> 01:06:12.131
Der Blattwinkel beschreibt die geometrische Ausrichtung gegenüber einer

01:06:12.131 --> 01:06:13.132
definierten Drehebene.

01:06:13.132 --> 01:06:16.430
Er ist daher nicht identisch mit dem aerodynamischen Anstellwinkel.

01:06:16.430 --> 01:06:19.800
Ändert sich die Vorwärtsgeschwindigkeit bei unveränderter Drehzahl und

01:06:19.800 --> 01:06:22.689
Geometrie, verändert sich die resultierende Anströmrichtung.

01:06:22.689 --> 01:06:25.831
Ein Verstellpropeller kann seine Blattwinkel an Betriebsbedingungen

01:06:25.831 --> 01:06:26.253
anpassen.

01:06:26.253 --> 01:06:29.607
Ein Konstantdrehzahlsystem regelt über geeignete Blattverstellung eine

01:06:29.607 --> 01:06:33.200
gewählte Drehzahl innerhalb seiner Möglichkeiten; es hält nicht automatisch

01:06:33.200 --> 01:06:35.068
jeden aerodynamischen Beiwert konstant.

01:06:35.068 --> 01:06:37.185
Wir rechnen eine fiktive Blattspitze.

01:06:37.185 --> 01:06:40.599
Ihr Radius betrage einen Meter und die Drehzahl zweitausendvierhundert

01:06:40.599 --> 01:06:41.721
Umdrehungen pro Minute.

01:06:41.721 --> 01:06:44.016
Das sind vierzig Umdrehungen pro Sekunde.

01:06:44.016 --> 01:06:46.695
Zwei mal Pi mal ein Meter mal vierzig ergibt ungefähr

01:06:46.695 --> 01:06:50.031
zweihunderteinundfünfzig Meter pro Sekunde Umfangsgeschwindigkeit.

01:06:50.031 --> 01:06:53.680
Mit zusätzlich hundert Metern pro Sekunde axialer Geschwindigkeit ergibt die

01:06:53.680 --> 01:06:57.281
rechtwinklige Vektoraddition ungefähr zweihundertsiebzig Meter pro Sekunde.

01:06:57.281 --> 01:07:00.691
Die lokale Machzahl hängt von dieser resultierenden Geschwindigkeit und der

01:07:00.691 --> 01:07:02.283
örtlichen Schallgeschwindigkeit ab.

01:07:02.283 --> 01:07:05.874
Die Lernfrage lautet: Bedeutet eine Flugzeuggeschwindigkeit von Mach null

01:07:05.874 --> 01:07:09.218
Komma vier, dass jede Blattstelle ebenfalls nur Mach null Komma vier

01:07:09.218 --> 01:07:09.661
erreicht?

01:07:09.661 --> 01:07:10.469
Nein.

01:07:10.469 --> 01:07:12.231
Die Drehbewegung kommt hinzu.

01:07:12.231 --> 01:07:15.697
Außerdem verändert die Profilumströmung die lokale Geschwindigkeit.

01:07:15.697 --> 01:07:19.144
Blattspitzen können deshalb kompressible Effekte erreichen, obwohl das

01:07:19.144 --> 01:07:21.213
Flugzeug selbst deutlich langsamer fliegt.

01:07:21.213 --> 01:07:25.400
Drehzahl, Durchmesser, Profil und Temperatur beeinflussen diese Grenze

01:07:25.400 --> 01:07:25.998
gemeinsam.

01:07:25.998 --> 01:07:29.503
Ein Motordrehmoment auf den Propeller besitzt eine Gegenwirkung auf das

01:07:29.503 --> 01:07:29.947
Flugzeug.

01:07:29.947 --> 01:07:33.603
Der rotierende Schraubenstrahl kann das Leitwerk seitlich anströmen und ein

01:07:33.603 --> 01:07:34.578
Giermoment erzeugen.

01:07:34.578 --> 01:07:37.864
Bei schräger Anströmung der Propellerebene können auf- und ablaufende

01:07:37.864 --> 01:07:41.436
Blattbereiche unterschiedlich belastet werden; das wird häufig mit P-Faktor

01:07:41.436 --> 01:07:41.959
bezeichnet.

01:07:41.959 --> 01:07:44.600
Die Richtungen hängen unter anderem vom Drehsinn ab.

01:07:44.600 --> 01:07:47.894
Eine Merkhilfe ohne genannten Drehsinn ist deshalb keine vollständige

01:07:47.894 --> 01:07:49.040
physikalische Erklärung.

01:07:49.040 --> 01:07:52.409
Bei einer Änderung der Orientierung eines rotierenden Propellers können

01:07:52.409 --> 01:07:54.450
zusätzlich gyroskopische Momente auftreten.

01:07:54.450 --> 01:07:57.471
Diese besitzen eine andere Ursache als der Schraubenstrahl.

01:07:57.471 --> 01:08:00.485
Bei mehreren Triebwerken kann asymmetrischer Schub ein erhebliches

01:08:00.485 --> 01:08:02.266
Giermoment um den Schwerpunkt erzeugen.

01:08:02.266 --> 01:08:06.006
Schubhöhe, seitlicher Hebelarm, Strömung und verfügbare Steuerkraft

01:08:06.006 --> 01:08:07.736
beeinflussen das Gleichgewicht.

01:08:07.736 --> 01:08:11.159
Daraus folgen keine hier allgemein gültigen Leistungs- oder Rudervorgaben

01:08:11.159 --> 01:08:12.472
für einen Triebwerksausfall.

01:08:12.472 --> 01:08:15.709
Der Propellerwirkungsgrad vergleicht nutzbare Vortriebsleistung mit

01:08:15.709 --> 01:08:17.013
zugeführter Wellenleistung.

01:08:17.013 --> 01:08:19.515
Ein Wert muss immer zum Betriebszustand passen.

01:08:19.515 --> 01:08:22.833
Im Stillstand ist die Fluggeschwindigkeit null, obwohl der Propeller

01:08:22.833 --> 01:08:24.590
Leistung aufnimmt und Schub erzeugt.

01:08:24.590 --> 01:08:28.211
Die Luft besitzt nach ihrer Beschleunigung Energie, und weitere Verluste

01:08:28.211 --> 01:08:28.865
treten hinzu.

01:08:28.865 --> 01:08:32.006
Diese Betrachtung verbindet den rotierenden Flügel mit der früheren

01:08:32.006 --> 01:08:35.523
Unterscheidung zwischen Kraft, Leistung und tatsächlich nutzbarem Vortrieb.

01:08:35.523 --> 01:08:38.764
Ein mitlaufender Propeller kann durch die Luftströmung angetrieben werden

01:08:38.764 --> 01:08:40.630
und dabei erheblichen Widerstand erzeugen.

01:08:40.630 --> 01:08:44.043
In einer vorgesehenen Segelstellung werden die Blätter so ausgerichtet, dass

01:08:44.043 --> 01:08:45.885
dieser Widerstand vermindert werden kann.

01:08:45.885 --> 01:08:49.433
Das ist von einer Umkehrstellung für geeigneten Gegenschub zu unterscheiden.

01:08:49.433 --> 01:08:52.474
Nicht jedes System erlaubt jede Stellung in jedem Zustand.

01:08:52.474 --> 01:08:55.622
Auch hier bestimmt die lokale Blattanströmung die Kraftwirkung; die

01:08:55.622 --> 01:08:59.098
zugehörigen Bedienungen und Einschränkungen gehören zur Antriebsanlage des

01:08:59.098 --> 01:08:59.474
Musters.

01:08:59.474 --> 01:09:03.170
Schall ist eine kleine Druckstörung, die sich durch ein Medium ausbreitet.

01:09:03.170 --> 01:09:06.657
Die Schallgeschwindigkeit beschreibt ihre Ausbreitung relativ zu diesem

01:09:06.657 --> 01:09:07.001
Medium.

01:09:07.001 --> 01:09:10.525
Für das übliche ideale Luftmodell ergibt sie sich aus der Wurzel von

01:09:10.525 --> 01:09:14.204
Isentropenexponent, spezifischer Gaskonstante und absoluter Temperatur.

01:09:14.204 --> 01:09:16.712
Temperatur wird dabei in Kelvin eingesetzt.

01:09:16.712 --> 01:09:19.433
Die Geschwindigkeit durch die Luft geteilt durch diese örtliche

01:09:19.433 --> 01:09:21.290
Schallgeschwindigkeit liefert die Machzahl.

01:09:21.290 --> 01:09:24.859
In diesem Modell ist die Schallgeschwindigkeit nicht unabhängig gleichzeitig

01:09:24.859 --> 01:09:26.879
durch Höhe, Druck und Dichte frei bestimmt.

01:09:26.879 --> 01:09:29.480
Über den idealen Gaszusammenhang hängt ihr entsprechendes

01:09:29.480 --> 01:09:31.854
Druck-Dichte-Verhältnis mit der Temperatur zusammen.

01:09:31.854 --> 01:09:35.447
Bei gleicher Temperatur ist sie deshalb näherungsweise gleich, auch wenn der

01:09:35.447 --> 01:09:36.912
Umgebungsdruck verschieden ist.

01:09:36.912 --> 01:09:40.592
Die Höhe kann über den tatsächlichen Temperaturverlauf einen Einfluss haben.

01:09:40.592 --> 01:09:44.199
Höhe allein ist jedoch keine universelle eindeutige Temperaturangabe.

01:09:44.199 --> 01:09:47.537
Wir rechnen mit einem Isentropenexponenten von eins Komma vier, einer

01:09:47.537 --> 01:09:50.875
Gaskonstante von zweihundertsiebenundachtzig und einer Temperatur von

01:09:50.875 --> 01:09:52.811
zweihundertsechzehn Komma sieben Kelvin.

01:09:52.811 --> 01:09:55.819
Das Produkt beträgt ungefähr siebenundachtzigtausend.

01:09:55.819 --> 01:09:59.719
Seine Quadratwurzel ist rund zweihundertfünfundneunzig Meter pro Sekunde.

01:09:59.719 --> 01:10:03.134
Bei einer wahren Geschwindigkeit von zweihundertsechsunddreißig Metern pro

01:10:03.134 --> 01:10:05.396
Sekunde ergibt die Division etwa null Komma acht.

01:10:05.396 --> 01:10:08.121
Die Machzahl beträgt somit ungefähr null Komma acht.

01:10:08.121 --> 01:10:11.461
Die Lernfrage lautet: Bleibt die Machzahl bei unveränderter wahrer

01:10:11.461 --> 01:10:14.092
Geschwindigkeit konstant, wenn die Luft kälter wird?

01:10:14.092 --> 01:10:14.899
Nein.

01:10:14.899 --> 01:10:17.558
Mit kleinerer absoluter Temperatur sinkt im Modell die

01:10:17.558 --> 01:10:18.641
Schallgeschwindigkeit.

01:10:18.641 --> 01:10:22.371
Derselbe Geschwindigkeitsbetrag bildet dann einen größeren Anteil davon.

01:10:22.371 --> 01:10:25.931
Umgekehrt benötigt dieselbe Machzahl bei wärmerer Luft eine größere wahre

01:10:25.931 --> 01:10:26.711
Geschwindigkeit.

01:10:26.711 --> 01:10:30.002
Diese Trennung ist für den späteren Wechsel zwischen Geschwindigkeits- und

01:10:30.002 --> 01:10:31.158
Machbegrenzung wesentlich.

01:10:31.158 --> 01:10:34.606
Bei langsamer Strömung können sich kleine Druckinformationen auch gegen die

01:10:34.606 --> 01:10:35.940
Strömungsrichtung ausbreiten.

01:10:35.940 --> 01:10:39.343
Nähert sich die Strömung der Schallgeschwindigkeit, verändern sich diese

01:10:39.343 --> 01:10:40.524
Ausbreitungsverhältnisse.

01:10:40.524 --> 01:10:44.059
Im Überschall kann eine kleine Störung nicht beliebig stromaufwärts wirken.

01:10:44.059 --> 01:10:47.407
Daraus entstehen besondere geometrische Strukturen der Störungsausbreitung

01:10:47.407 --> 01:10:49.804
und schließlich die Bedeutung von Verdichtungsstößen.

01:10:49.804 --> 01:10:53.326
Mach eins ist daher eine physikalische Verhältnisgröße und keine bloße

01:10:53.326 --> 01:10:54.685
besonders große Knotenzahl.

01:10:54.685 --> 01:10:58.242
Die ungestörte Flugmachzahl beschreibt die Anströmung weit genug vor dem

01:10:58.242 --> 01:10:58.686
Flugzeug.

01:10:58.686 --> 01:11:01.254
Über einem Profil kann die Luft beschleunigt werden.

01:11:01.254 --> 01:11:04.776
Deshalb kann eine Stelle bereits Schallgeschwindigkeit erreichen, obwohl die

01:11:04.776 --> 01:11:06.862
ungestörte Strömung noch Unterschall besitzt.

01:11:06.862 --> 01:11:10.227
Bei einer transonischen Umströmung können gleichzeitig Unterschall- und

01:11:10.227 --> 01:11:11.555
Überschallgebiete auftreten.

01:11:11.555 --> 01:11:14.779
Die Flügeloberfläche muss dazu nicht als Ganzes mit einer ungestörten

01:11:14.779 --> 01:11:16.462
Machzahl von eins angeflogen werden.

01:11:16.462 --> 01:11:20.222
Für Prüfungsaufgaben werden wahre Geschwindigkeit und örtliche Temperatur

01:11:20.222 --> 01:11:23.158
verwendet, sofern genau diese Machdefinition gefragt ist.

01:11:23.158 --> 01:11:26.812
Eine Geschwindigkeit über Grund darf nicht ungeprüft eingesetzt werden, weil

01:11:26.812 --> 01:11:29.457
der Wind die Relativgeschwindigkeit zur Luft verändert.

01:11:29.457 --> 01:11:33.084
Ebenso sind Grad Celsius vor der Wurzelrechnung in Kelvin umzuwandeln.

01:11:33.084 --> 01:11:36.612
Diese beiden Bezugsfehler sind oft größer als die Rundungsdifferenzen, über

01:11:36.612 --> 01:11:39.340
die in einer ansonsten korrekten Rechnung diskutiert wird.

01:11:39.340 --> 01:11:42.125
Das Fahrtmesssystem verwendet Druckinformationen.

01:11:42.125 --> 01:11:45.629
Die angezeigte Geschwindigkeit wird durch Instrumenten- und Einbaufehler

01:11:45.629 --> 01:11:46.213
beeinflusst.

01:11:46.213 --> 01:11:49.764
Nach den passenden Korrekturen ergibt sich die kalibrierte Geschwindigkeit.

01:11:49.764 --> 01:11:52.833
Eine zusätzliche Berücksichtigung der Kompressibilität führt zur

01:11:52.833 --> 01:11:54.223
äquivalenten Geschwindigkeit.

01:11:54.223 --> 01:11:57.395
Diese ist so definiert, dass sie bei Bezugsdichte denselben dynamischen

01:11:57.395 --> 01:12:00.656
Druck liefert wie die tatsächliche Strömung bei ihrer vorhandenen Dichte.

01:12:00.656 --> 01:12:04.316
Die wahre Geschwindigkeit bezeichnet dagegen den Betrag der Bewegung relativ

01:12:04.316 --> 01:12:04.991
zur Luftmasse.

01:12:04.991 --> 01:12:08.186
Für kleine Machzahlen kann die Differenz zwischen Gesamtdruck und statischem

01:12:08.186 --> 01:12:11.381
Druck näherungsweise mit einer Hälfte Dichte mal Geschwindigkeit zum Quadrat

01:12:11.381 --> 01:12:12.180
beschrieben werden.

01:12:12.180 --> 01:12:15.175
Bei größerer Machzahl muss die Verdichtung beim Abbremsen der Luft

01:12:15.175 --> 01:12:16.173
berücksichtigt werden.

01:12:16.173 --> 01:12:19.397
Der sogenannte impact pressure als Druckdifferenz ist dann nicht einfach

01:12:19.397 --> 01:12:21.010
identisch mit dem dynamischen Druck.

01:12:21.010 --> 01:12:24.499
Die dynamische Druckdefinition selbst bleibt eine Hälfte Dichte mal wahre

01:12:24.499 --> 01:12:25.838
Geschwindigkeit zum Quadrat.

01:12:25.838 --> 01:12:28.648
Verändert wird die Beziehung zur gemessenen Druckdifferenz.

01:12:28.648 --> 01:12:32.012
Die äquivalente Geschwindigkeit ist für viele Lastbetrachtungen nützlich,

01:12:32.012 --> 01:12:35.283
weil sie den dynamischen Druck mit einer festen Bezugsdichte verbindet.

01:12:35.283 --> 01:12:38.036
Die Machzahl beschreibt hingegen das Verhältnis zur lokalen

01:12:38.036 --> 01:12:40.883
Schallgeschwindigkeit und damit den Kompressibilitätszustand.

01:12:40.883 --> 01:12:44.070
Zwei Zustände mit gleichem dynamischem Druck können unterschiedliche

01:12:44.070 --> 01:12:45.007
Machzahlen besitzen.

01:12:45.007 --> 01:12:47.877
Zwei Zustände mit gleicher Machzahl können bei unterschiedlichen

01:12:47.877 --> 01:12:50.388
Umgebungsbedingungen andere dynamische Drücke aufweisen.

01:12:50.388 --> 01:12:52.961
Deshalb benötigt ein Flugzeug verschiedene Arten von

01:12:52.961 --> 01:12:54.149
Geschwindigkeitsgrenzen.

01:12:54.149 --> 01:12:56.457
Wir rechnen einen fiktiven Dichtevergleich.

01:12:56.457 --> 01:12:59.442
Die tatsächliche Dichte betrage die Hälfte der Bezugsdichte.

01:12:59.442 --> 01:13:02.507
Die wahre Geschwindigkeit sei zweihundert Meter pro Sekunde.

01:13:02.507 --> 01:13:06.220
Die äquivalente Geschwindigkeit ist zweihundert mal Wurzel aus null Komma

01:13:06.220 --> 01:13:09.220
fünf, also ungefähr hunderteinundvierzig Meter pro Sekunde.

01:13:09.220 --> 01:13:12.674
Rechnet man genauer, sind es hunderteinundvierzig Komma vier.

01:13:12.674 --> 01:13:16.088
Umgekehrt entspricht derselbe äquivalente Wert bei dieser Dichte einer um

01:13:16.088 --> 01:13:18.848
den Faktor Wurzel aus zwei größeren wahren Geschwindigkeit.

01:13:18.848 --> 01:13:22.053
Die Lernfrage lautet: Wird das Flugzeug bei konstanter äquivalenter

01:13:22.053 --> 01:13:25.067
Geschwindigkeit im Steigflug zwangsläufig mit konstanter wahrer

01:13:25.067 --> 01:13:26.311
Geschwindigkeit betrieben?

01:13:26.311 --> 01:13:27.119
Nein.

01:13:27.119 --> 01:13:30.733
Sinkt die Dichte, muss die wahre Geschwindigkeit für denselben dynamischen

01:13:30.733 --> 01:13:31.417
Druck steigen.

01:13:31.417 --> 01:13:34.600
Gleichzeitig kann sich die Temperatur verändern, wodurch auch die

01:13:34.600 --> 01:13:36.265
Schallgeschwindigkeit anders wird.

01:13:36.265 --> 01:13:38.273
Der Machwert kann deshalb steigen.

01:13:38.273 --> 01:13:41.197
Dieser Zusammenhang erklärt, warum eine zuvor maßgebliche

01:13:41.197 --> 01:13:44.941
Geschwindigkeitsgrenze später durch eine Machgrenze ergänzt oder abgelöst

01:13:44.941 --> 01:13:45.197
wird.

01:13:45.197 --> 01:13:48.533
Eine moderne Luftdatenanlage verarbeitet die Beziehungen und liefert

01:13:48.533 --> 01:13:49.515
verschiedene Größen.

01:13:49.515 --> 01:13:52.514
Ihre Anzeige entbindet nicht von der Unterscheidung der Begriffe.

01:13:52.514 --> 01:13:56.279
Bei Sensorfehlern können mehrere Anzeigen voneinander abhängen und gemeinsam

01:13:56.279 --> 01:13:57.022
betroffen sein.

01:13:57.022 --> 01:14:00.247
Die Beurteilung eines konkreten Fehlers gehört zu den System- und

01:14:00.247 --> 01:14:01.041
Musterverfahren.

01:14:01.041 --> 01:14:04.600
Für die Aerodynamik bleibt entscheidend, welcher physikalische Zustand durch

01:14:04.600 --> 01:14:06.661
einen gültigen Wert beschrieben werden soll.

01:14:06.661 --> 01:14:10.535
In einer Aufgabe werden daher zuerst Größe und Korrekturgrundlage benannt.

01:14:10.535 --> 01:14:14.053
Eine Formel für äquivalente Geschwindigkeit wird nicht allein deshalb auf

01:14:14.053 --> 01:14:17.715
eine angezeigte Knotenzahl angewendet, weil beide dieselbe Einheit besitzen.

01:14:17.715 --> 01:14:21.425
Gegebene Vernachlässigungen können den Rechenweg vereinfachen, müssen aber

01:14:21.425 --> 01:14:22.477
ausgesprochen werden.

01:14:22.477 --> 01:14:25.263
Die sorgfältige Begriffsarbeit verhindert, dass eine richtige

01:14:25.263 --> 01:14:28.687
Dichtebeziehung mit einer unpassenden Instrumentengröße kombiniert wird und

01:14:28.687 --> 01:14:30.924
ein scheinbar präzises falsches Ergebnis liefert.

01:14:30.924 --> 01:14:34.163
Ein Profil beschleunigt die Luft örtlich gegenüber der ungestörten

01:14:34.163 --> 01:14:34.702
Anströmung.

01:14:34.702 --> 01:14:38.032
Deshalb kann bereits bei einer ungestörten Unterschallmachzahl irgendwo am

01:14:38.032 --> 01:14:40.146
Flugzeug Schallgeschwindigkeit erreicht werden.

01:14:40.146 --> 01:14:43.789
Die niedrigste entsprechende ungestörte Machzahl wird als kritische Machzahl

01:14:43.789 --> 01:14:44.316
bezeichnet.

01:14:44.316 --> 01:14:46.917
Diese Definition beschreibt einen lokalen Beginn.

01:14:46.917 --> 01:14:49.801
Sie bedeutet nicht, dass das gesamte Flugzeug nun eine freie

01:14:49.801 --> 01:14:53.454
Überschallströmung vor sich hat oder dass jede Oberfläche zugleich denselben

01:14:53.454 --> 01:14:54.272
Zustand erreicht.

01:14:54.272 --> 01:14:57.186
Wird die ungestörte Machzahl weiter erhöht, können örtliche

01:14:57.186 --> 01:14:59.459
Überschallgebiete entstehen und größer werden.

01:14:59.459 --> 01:15:02.306
Ihre Rückkehr in einen nachfolgenden Unterschallbereich kann mit

01:15:02.306 --> 01:15:03.819
Verdichtungsstößen verbunden sein.

01:15:03.819 --> 01:15:07.289
Mit zunehmender Stärke und ungünstiger Grenzschichtwechselwirkung wächst der

01:15:07.289 --> 01:15:08.202
Widerstand deutlich.

01:15:08.202 --> 01:15:11.810
Die Widerstandsdivergenzmachzahl beschreibt einen festgelegten Punkt dieses

01:15:11.810 --> 01:15:12.628
starken Anstiegs.

01:15:12.628 --> 01:15:15.998
Ihre genaue technische Definition kann eine bestimmte Steigung oder eine

01:15:15.998 --> 01:15:17.916
vereinbarte Widerstandszunahme verwenden.

01:15:17.916 --> 01:15:21.551
Kritische Machzahl und Widerstandsdivergenz sind daher keine austauschbaren

01:15:21.551 --> 01:15:21.987
Begriffe.

01:15:21.987 --> 01:15:25.068
Beim ersten örtlichen Erreichen der Schallgeschwindigkeit muss noch kein

01:15:25.068 --> 01:15:27.164
großer betrieblicher Widerstandssprung vorliegen.

01:15:27.164 --> 01:15:30.364
Umgekehrt kann ein Zustand mit deutlicher Widerstandszunahme bereits

01:15:30.364 --> 01:15:31.916
erheblich weiter entwickelt sein.

01:15:31.916 --> 01:15:35.292
Wer beide Punkte in einem Diagramm zusammenlegt, verliert den zeitlichen

01:15:35.292 --> 01:15:38.762
beziehungsweise geschwindigkeitsbezogenen Entwicklungsweg zwischen lokalem

01:15:38.762 --> 01:15:40.919
Beginn und ausgeprägter aerodynamischer Folge.

01:15:40.919 --> 01:15:44.538
Die Lernfrage lautet: Ist die kritische Machzahl eines Flügels für jeden

01:15:44.538 --> 01:15:45.744
Auftriebsbeiwert gleich?

01:15:45.744 --> 01:15:46.552
Nein.

01:15:46.552 --> 01:15:49.754
Bei höherem benötigtem Beiwert kann die Beschleunigung auf der Oberseite

01:15:49.754 --> 01:15:52.334
stärker werden und lokaler Schallzustand früher auftreten.

01:15:52.334 --> 01:15:56.174
Profilform, Dicke und Pfeilung beeinflussen die Verteilung ebenfalls.

01:15:56.174 --> 01:15:59.844
Ein veröffentlichter Wert benötigt deshalb einen dazugehörigen Zustand.

01:15:59.844 --> 01:16:03.338
Eine einzige Zahl ohne Auftriebs- und Konfigurationsbezug erklärt den

01:16:03.338 --> 01:16:04.705
gesamten Flugbereich nicht.

01:16:04.705 --> 01:16:06.720
Wir lesen ein fiktives Diagramm.

01:16:06.720 --> 01:16:10.050
Die kritische Machzahl liege in einem Zustand bei null Komma sieben zwei,

01:16:10.050 --> 01:16:13.288
der gewählte Punkt der Widerstandsdivergenz bei null Komma sieben acht.

01:16:13.288 --> 01:16:15.741
Die Differenz beträgt null Komma null sechs Mach.

01:16:15.741 --> 01:16:18.885
Bei örtlicher Schallgeschwindigkeit von dreihundert Metern pro Sekunde

01:16:18.885 --> 01:16:22.163
entspricht diese Differenz achtzehn Metern pro Sekunde ungestörter wahrer

01:16:22.163 --> 01:16:22.882
Geschwindigkeit.

01:16:22.882 --> 01:16:26.716
Das ist eine Umrechnung bei gleicher Temperatur, keine Aussage über einen

01:16:26.716 --> 01:16:28.134
zulässigen Betriebsabstand.

01:16:28.134 --> 01:16:31.690
Ein dünneres oder entsprechend gestaltetes Profil kann die Druckverteilung

01:16:31.690 --> 01:16:34.910
so verändern, dass kritische Zustände später oder milder auftreten.

01:16:34.910 --> 01:16:38.634
Allerdings müssen Struktur, nutzbarer Innenraum und langsame Eigenschaften

01:16:38.634 --> 01:16:40.245
ebenfalls berücksichtigt werden.

01:16:40.245 --> 01:16:43.782
Ein höherer kritischer Machwert allein beschreibt keinen insgesamt besseren

01:16:43.782 --> 01:16:44.112
Flügel.

01:16:44.112 --> 01:16:47.992
Die Auslegung verbindet verschiedene Auftriebsbeiwerte, Reynoldsbereiche und

01:16:47.992 --> 01:16:51.769
Flugphasen, statt nur einen maximal günstigen Diagrammpunkt zu optimieren.

01:16:51.769 --> 01:16:54.852
Für eine Prüfungsantwort wird die Kette ausgesprochen: örtliche

01:16:54.852 --> 01:16:58.130
Beschleunigung führt zuerst zu lokalem Schallzustand, danach können

01:16:58.130 --> 01:17:01.849
Überschallfelder und Stöße entstehen, und deren Entwicklung kann Widerstand,

01:17:01.849 --> 01:17:03.513
Buffet sowie Momente beeinflussen.

01:17:03.513 --> 01:17:07.149
Die zulässige maximale Betriebsmachzahl wird davon getrennt behandelt.

01:17:07.149 --> 01:17:10.918
Sie wird aus der gesamten Flugzeugauslegung und ihren Nachweisen festgelegt.

01:17:10.918 --> 01:17:14.354
Sie ist weder automatisch die kritische Machzahl noch eine beliebig gewählte

01:17:14.354 --> 01:17:15.937
Stelle einer einzelnen Profilkurve.

01:17:15.937 --> 01:17:19.280
In einer geeigneten Überschallströmung kann eine Verdichtung nicht beliebig

01:17:19.280 --> 01:17:21.820
als sanft nach vorn laufende Information verteilt werden.

01:17:21.820 --> 01:17:25.353
Es können Verdichtungsstöße entstehen, in denen sich Druck, Dichte,

01:17:25.353 --> 01:17:29.043
Temperatur und Geschwindigkeit über eine sehr dünne Zone stark ändern.

01:17:29.043 --> 01:17:32.019
Ein Normalstoß steht senkrecht zur ankommenden Strömung.

01:17:32.019 --> 01:17:35.442
Ein schräger Stoß ist dazu geneigt und kann mit einer Umlenkung verbunden

01:17:35.442 --> 01:17:35.676
sein.

01:17:35.676 --> 01:17:38.678
Seine Wirkung wird unter anderem durch die zur Stoßfront normale

01:17:38.678 --> 01:17:40.366
Geschwindigkeitskomponente bestimmt.

01:17:40.366 --> 01:17:43.453
Über einen Normalstoß wird eine zuvor überschallschnelle Strömung im

01:17:43.453 --> 01:17:45.043
üblichen Modell unterschallschnell.

01:17:45.043 --> 01:17:48.788
Statischer Druck, statische Temperatur und Dichte steigen, während der

01:17:48.788 --> 01:17:50.447
Geschwindigkeitsbetrag abnimmt.

01:17:50.447 --> 01:17:53.485
Der Vorgang ist irreversibel; die Entropie steigt.

01:17:53.485 --> 01:17:55.046
Der Gesamtdruck nimmt ab.

01:17:55.046 --> 01:17:58.729
Gesamttemperatur und Gesamtenthalpie bleiben im adiabatischen Modell ohne

01:17:58.729 --> 01:17:59.890
äußere Arbeit erhalten.

01:17:59.890 --> 01:18:03.444
Es wäre deshalb falsch, aus dem Anstieg der statischen Temperatur eine

01:18:03.444 --> 01:18:06.491
entsprechende Zunahme jeder Temperaturdefinition abzuleiten.

01:18:06.491 --> 01:18:09.837
Ein schräger Stoß muss die gesamte nachfolgende Strömung nicht zwangsläufig

01:18:09.837 --> 01:18:11.042
in den Unterschall bringen.

01:18:11.042 --> 01:18:14.429
Abhängig von Anströmmachzahl und Umlenkung kann der nachfolgende Zustand

01:18:14.429 --> 01:18:15.841
weiter überschallschnell sein.

01:18:15.841 --> 01:18:19.376
Die normalen Stoßbeziehungen werden auf die passende normale Komponente

01:18:19.376 --> 01:18:19.774
bezogen.

01:18:19.774 --> 01:18:22.949
Damit wird verständlich, warum ein gezeichneter Stoß nicht in jeder

01:18:22.949 --> 01:18:25.602
Geometrie dieselbe Wirkung auf die gesamte Machzahl hat.

01:18:25.602 --> 01:18:27.989
Richtung und Stärke gehören zur Beschreibung.

01:18:27.989 --> 01:18:31.510
Wir rechnen für ideale Luft einen fiktiven Normalstoß bei Mach zwei.

01:18:31.510 --> 01:18:34.627
Für das Verhältnis der statischen Drücke gilt in diesem Modell eins plus

01:18:34.627 --> 01:18:37.916
zwei mal eins Komma vier geteilt durch zwei Komma vier mal der Differenz aus

01:18:37.916 --> 01:18:38.522
vier und eins.

01:18:38.522 --> 01:18:41.920
Zwei Komma acht geteilt durch zwei Komma vier sind ungefähr eins Komma eins

01:18:41.920 --> 01:18:42.508
sechs sieben.

01:18:42.508 --> 01:18:45.109
Mal drei und plus eins ergibt vier Komma fünf.

01:18:45.109 --> 01:18:48.813
Der statische Druck hinter dem Stoß beträgt somit das Vierkommafünffache des

01:18:48.813 --> 01:18:49.690
vorherigen Wertes.

01:18:49.690 --> 01:18:53.251
Die Lernfrage lautet: Ist dieser Druckanstieg ein Gewinn an nutzbarem

01:18:53.251 --> 01:18:53.870
Gesamtdruck?

01:18:53.870 --> 01:18:54.678
Nein.

01:18:54.678 --> 01:18:57.819
Statischer Druck steigt durch die Verdichtung, gleichzeitig sinkt der

01:18:57.819 --> 01:18:59.867
Gesamtdruck wegen der irreversiblen Verluste.

01:18:59.867 --> 01:19:02.671
Die verschiedenen Druckbegriffe dürfen nicht vertauscht werden.

01:19:02.671 --> 01:19:06.249
Ein anschaulicher Vergleich ist das Abbremsen einer Strömung mit Verlusten:

01:19:06.249 --> 01:19:09.684
Eine größere örtliche Druckanzeige beweist nicht, dass die gesamte zuvor

01:19:09.684 --> 01:19:11.783
verfügbare mechanische Güte erhalten bleibt.

01:19:11.783 --> 01:19:15.084
Bei einer geeigneten Umlenkung der Überschallströmung von einer Oberfläche

01:19:15.084 --> 01:19:17.403
weg kann stattdessen ein Expansionsfächer entstehen.

01:19:17.403 --> 01:19:21.120
Darin beschleunigt die Luft; statischer Druck und statische Temperatur

01:19:21.120 --> 01:19:21.491
sinken.

01:19:21.491 --> 01:19:23.882
Der idealisierte Vorgang ist isentrop.

01:19:23.882 --> 01:19:27.074
Eine Expansion wird daher nicht als umgekehrter verlustbehafteter

01:19:27.074 --> 01:19:28.400
Verdichtungsstoß behandelt.

01:19:28.400 --> 01:19:32.124
Die Strömungsrichtung und die Frage, ob eine Oberfläche die Luft verdichtet

01:19:32.124 --> 01:19:34.755
oder entspannt, bestimmen den passenden Zusammenhang.

01:19:34.755 --> 01:19:38.056
Am realen Flügel trifft ein Stoß auf eine vorhandene Grenzschicht.

01:19:38.056 --> 01:19:41.361
Deren wandnahe Luft kann den starken Druckanstieg möglicherweise nicht

01:19:41.361 --> 01:19:42.446
überwinden und ablösen.

01:19:42.446 --> 01:19:45.876
Genau diese Wechselwirkung verbindet die gasdynamischen Beziehungen mit

01:19:45.876 --> 01:19:47.663
Widerstand, Buffet und Steuerwirkung.

01:19:47.663 --> 01:19:50.816
Ein Stoßdiagramm ohne Grenzschicht ist deshalb ein Teilmodell.

01:19:50.816 --> 01:19:54.043
Für das Verständnis eines Verkehrsflugzeugs werden anschließend beide

01:19:54.043 --> 01:19:57.130
Beschreibungen zusammengeführt, ohne die sauberen Definitionen der

01:19:57.130 --> 01:19:58.954
statischen und Gesamtgrößen aufzugeben.

01:19:58.954 --> 01:20:02.571
Kompressible Strömung kann zusätzliche Widerstandsbeiträge erzeugen.

01:20:02.571 --> 01:20:06.058
Wellenwiderstand hängt mit den Druck- und Strömungsfeldern zusammen, die bei

01:20:06.058 --> 01:20:08.123
geeigneten hohen Geschwindigkeiten entstehen.

01:20:08.123 --> 01:20:11.136
Im transonischen Bereich können lokale Überschallgebiete und

01:20:11.136 --> 01:20:12.543
Verdichtungsstöße auftreten.

01:20:12.543 --> 01:20:15.979
Deren Druckverteilungen und Verluste verändern den Gesamtwiderstand.

01:20:15.979 --> 01:20:19.632
Bei zunehmender Machzahl kann ein zuvor relativ günstiger Verlauf deshalb

01:20:19.632 --> 01:20:20.432
stark ansteigen.

01:20:20.432 --> 01:20:24.094
Eine Polare mit unverändertem Grundbeiwert bildet diesen Bereich nicht mehr

01:20:24.094 --> 01:20:24.826
zuverlässig ab.

01:20:24.826 --> 01:20:27.341
Ein stärkerer Stoß kann die Grenzschicht ablösen.

01:20:27.341 --> 01:20:31.292
Die Lage von Stoß und Ablösung kann schwanken, sodass unstationäre Lasten

01:20:31.292 --> 01:20:31.833
entstehen.

01:20:31.833 --> 01:20:34.177
Diese können sich als Buffet bemerkbar machen.

01:20:34.177 --> 01:20:37.300
Das Schütteln ist damit eine Folge eines Strömungszustands und keine

01:20:37.300 --> 01:20:39.551
eigenständige eindeutige Geschwindigkeitsanzeige.

01:20:39.551 --> 01:20:43.048
Auch andere aerodynamische oder technische Ursachen können Schwingungen

01:20:43.048 --> 01:20:43.639
hervorrufen.

01:20:43.639 --> 01:20:47.227
Für eine Einordnung werden mehrere gültige Informationen über den Zustand

01:20:47.227 --> 01:20:48.211
zusammen betrachtet.

01:20:48.211 --> 01:20:50.660
Wir rechnen eine fiktive Widerstandszunahme.

01:20:50.660 --> 01:20:54.104
Der dynamische Druck betrage zwölftausend Pascal und die Bezugsfläche

01:20:54.104 --> 01:20:55.152
achtzig Quadratmeter.

01:20:55.152 --> 01:20:58.469
Ein zusätzlicher Widerstandsbeiwert von null Komma null eins fünf ergibt

01:20:58.469 --> 01:21:01.003
zwölftausend mal achtzig mal null Komma null eins fünf.

01:21:01.003 --> 01:21:04.680
Das sind vierzehntausendvierhundert Newton zusätzliche Widerstandskraft.

01:21:04.680 --> 01:21:08.107
Bei zweihundertfünfzig Metern pro Sekunde entspricht deren Produkt drei

01:21:08.107 --> 01:21:10.617
Komma sechs Megawatt zusätzlicher Vortriebsleistung.

01:21:10.617 --> 01:21:14.142
Ein scheinbar kleiner Beiwert kann also eine große energetische Wirkung

01:21:14.142 --> 01:21:14.589
besitzen.

01:21:14.589 --> 01:21:18.040
Die Lernfrage lautet: Wenn das Flugzeug bei hoher Geschwindigkeit Buffet

01:21:18.040 --> 01:21:21.108
zeigt, kann nur eine Verringerung des Anstellwinkels die Ursache

01:21:21.108 --> 01:21:21.684
beschreiben?

01:21:21.684 --> 01:21:25.457
Der tatsächliche Zustand kann von Machzahl und Auftriebsbeiwert gemeinsam

01:21:25.457 --> 01:21:25.923
abhängen.

01:21:25.923 --> 01:21:29.063
Eine hohe Belastung kann auch bei hoher Geschwindigkeit einen großen

01:21:29.063 --> 01:21:30.217
Auftriebsbedarf erzeugen.

01:21:30.217 --> 01:21:33.569
Die Begriffe Hochgeschwindigkeitsbuffet und Niedriggeschwindigkeitsbuffet

01:21:33.569 --> 01:21:37.013
benennen unterschiedliche typische Bereiche, bilden aber keine ausreichende

01:21:37.013 --> 01:21:38.298
Diagnose ohne weitere Daten.

01:21:38.298 --> 01:21:41.841
Die zugrunde liegende Buffetgrenze wird deshalb häufig als Fläche mehrerer

01:21:41.841 --> 01:21:43.133
Einflussgrößen dargestellt.

01:21:43.133 --> 01:21:46.704
Ein Manöver bei konstanter Machzahl kann den benötigten Beiwert erhöhen.

01:21:46.704 --> 01:21:50.045
Das kann die Druckverteilung so verändern, dass Stoß und Ablösung

01:21:50.045 --> 01:21:51.022
ungünstiger werden.

01:21:51.022 --> 01:21:54.371
Eine größere Reserve in der Machrichtung bedeutet daher nicht automatisch

01:21:54.371 --> 01:21:56.389
dieselbe Reserve bei höherem Lastvielfachen.

01:21:56.389 --> 01:22:00.006
Umgekehrt beweist ein unveränderter angezeigter Geschwindigkeitswert keine

01:22:00.006 --> 01:22:03.573
unveränderte Machreserve, wenn sich Umgebungsbedingungen oder Flugzustand

01:22:03.573 --> 01:22:03.915
ändern.

01:22:03.915 --> 01:22:06.170
Die Grenzen besitzen mehrere Dimensionen.

01:22:06.170 --> 01:22:09.459
Stoßbedingte Ablösung kann außerdem Steuerflächen beeinflussen.

01:22:09.459 --> 01:22:13.113
Druckkräfte und Scharniermomente können sich verändern; unstationäre Effekte

01:22:13.113 --> 01:22:15.758
können als Ruderbuzz oder andere Bewegungen erscheinen.

01:22:15.758 --> 01:22:19.224
Eine kräftig ausgelegte Steueranlage entfernt nicht automatisch die

01:22:19.224 --> 01:22:20.414
aerodynamische Ursache.

01:22:20.414 --> 01:22:24.629
Struktur, Stellkräfte, Strömung und Flugsteuerung arbeiten im zugelassenen

01:22:24.629 --> 01:22:25.597
Bereich zusammen.

01:22:25.597 --> 01:22:29.151
Jede einzelne Eigenschaft nur für sich zu betrachten, würde die Bedeutung

01:22:29.151 --> 01:22:30.758
einer Betriebsgrenze verkleinern.

01:22:30.758 --> 01:22:34.014
Für Aufgaben wird der zusätzliche Widerstand zunächst mit konsistentem

01:22:34.014 --> 01:22:36.573
dynamischem Druck und derselben Bezugsfläche berechnet.

01:22:36.573 --> 01:22:40.828
Danach wird geprüft, ob eine Schubreserve oder eine Leistungsreserve gefragt

01:22:40.828 --> 01:22:41.052
ist.

01:22:41.052 --> 01:22:43.784
Newton und Watt beantworten unterschiedliche Fragen.

01:22:43.784 --> 01:22:47.262
Die qualitative Erklärung ergänzt den Zahlenwert: Mehr Schubbedarf entsteht

01:22:47.262 --> 01:22:50.601
hier durch einen veränderten kompressiblen Strömungszustand, nicht durch

01:22:50.601 --> 01:22:53.847
eine plötzlich größer gewordene Flugzeugmasse oder einen versehentlich

01:22:53.847 --> 01:22:55.146
vertauschten Gewichtsvektor.

01:22:55.146 --> 01:22:58.720
Ein gepfeilter Flügel besitzt gegenüber der Anströmung eine schräg liegende

01:22:58.720 --> 01:22:59.911
geometrische Bezugslinie.

01:22:59.911 --> 01:23:03.369
In einem vereinfachten Modell wird die Strömung in eine dazu normale und

01:23:03.369 --> 01:23:05.242
eine dazu parallele Komponente zerlegt.

01:23:05.242 --> 01:23:07.788
Die normale Komponente ist für bestimmte Profil- und

01:23:07.788 --> 01:23:09.893
Kompressibilitätseffekte besonders wichtig.

01:23:09.893 --> 01:23:13.404
Mit geeigneter Pfeilung ist sie kleiner als die volle Fluggeschwindigkeit.

01:23:13.404 --> 01:23:16.642
Dadurch kann ein Flügel bestimmte kritische Zustände erst bei höherer

01:23:16.642 --> 01:23:18.284
ungestörter Flugmachzahl erreichen.

01:23:18.284 --> 01:23:21.833
Die oft verwendete Kosinusbeziehung ist eine anschauliche Näherung und kein

01:23:21.833 --> 01:23:23.441
vollständiges Konstruktionsgesetz.

01:23:23.441 --> 01:23:27.302
Ein realer Flügel hat endliche Spannweite, Dickenverteilung, Zuspitzung und

01:23:27.302 --> 01:23:29.516
verschiedene Bezugslinien für die Pfeilung.

01:23:29.516 --> 01:23:32.956
Dreißig Grad Vorderkantenpfeilung sind nicht ohne Weiteres identisch mit

01:23:32.956 --> 01:23:34.676
dreißig Grad an jeder anderen Linie.

01:23:34.676 --> 01:23:38.100
Die genaue Definition des Winkels gehört deshalb zu jeder numerischen

01:23:38.100 --> 01:23:38.596
Anwendung.

01:23:38.596 --> 01:23:42.141
Auch Auftriebsbeiwert und räumliche Strömung müssen berücksichtigt werden.

01:23:42.141 --> 01:23:45.762
Wir rechnen mit fiktiven fünfunddreißig Grad Pfeilung und einer Flugmachzahl

01:23:45.762 --> 01:23:46.953
von null Komma acht fünf.

01:23:46.953 --> 01:23:49.889
Der Kosinus beträgt ungefähr null Komma acht eins neun.

01:23:49.889 --> 01:23:53.369
Multipliziert ergibt sich für die betrachtete normale Komponente rund null

01:23:53.369 --> 01:23:54.451
Komma sechs neun sechs.

01:23:54.451 --> 01:23:57.018
Sie beträgt also ungefähr Mach null Komma sieben.

01:23:57.018 --> 01:24:00.583
Daraus folgt nicht, dass die gesamte Oberfläche überall unter dieser

01:24:00.583 --> 01:24:01.422
Machzahl bleibt.

01:24:01.422 --> 01:24:05.279
Lokale Beschleunigung und dreidimensionale Einflüsse kommen weiterhin hinzu.

01:24:05.279 --> 01:24:09.482
Die Lernfrage lautet: Ist maximale Pfeilung für jede Flugphase optimal?

01:24:09.482 --> 01:24:10.290
Nein.

01:24:10.290 --> 01:24:13.780
Im langsamen Flug können Auftriebsanstieg, maximaler Auftrieb und

01:24:13.780 --> 01:24:15.767
Ablösereihenfolge ungünstiger werden.

01:24:15.767 --> 01:24:19.317
Spannweitige Strömung kann energiereduzierte Grenzschichtluft in Richtung

01:24:19.317 --> 01:24:20.631
Außenflügel transportieren.

01:24:20.631 --> 01:24:23.722
Zusammen mit Zuspitzung und Lastverteilung kann das eine frühe

01:24:23.722 --> 01:24:25.317
Außenflügelablösung begünstigen.

01:24:25.317 --> 01:24:28.963
Auslegungshilfen wie Schränkung, Zäune, Wirbel erzeugende Elemente und

01:24:28.963 --> 01:24:32.245
passende Vorderkantensysteme werden gezielt dagegen eingesetzt.

01:24:32.245 --> 01:24:35.813
Bei einem nach hinten gepfeilten Flügel liegen Außenbereiche weiter hinten.

01:24:35.813 --> 01:24:39.372
Wenn dort Auftrieb verloren geht, kann ein stabilisierender Beitrag hinter

01:24:39.372 --> 01:24:40.766
dem Schwerpunkt verschwinden.

01:24:40.766 --> 01:24:43.261
Dadurch kann eine aufnickende Tendenz entstehen.

01:24:43.261 --> 01:24:46.487
Der genaue Verlauf hängt von Lastverteilung und Schwerpunkt ab.

01:24:46.487 --> 01:24:49.667
Dieser Zusammenhang erklärt einen Teil des möglichen Pitch-up-Verhaltens und

01:24:49.667 --> 01:24:52.806
unterscheidet sich von der kopflastigen Mach-tuck-Tendenz durch eine andere

01:24:52.806 --> 01:24:54.019
Druck- oder Lastverschiebung.

01:24:54.019 --> 01:24:57.244
Ein tiefer überzogener Zustand, häufig Deep Stall genannt, kann bei

01:24:57.244 --> 01:24:59.458
bestimmten Auslegungen durch einen ungünstigen

01:24:59.458 --> 01:25:02.249
Hochanstellwinkel-Gleichgewichtszustand begünstigt werden.

01:25:02.249 --> 01:25:05.261
Bei manchen T-Leitwerken kann die stark gestörte Flügelströmung das

01:25:05.261 --> 01:25:08.317
Höhenleitwerk abschatten und dessen Wirksamkeit deutlich vermindern.

01:25:08.317 --> 01:25:11.523
Das ist keine unvermeidliche Eigenschaft jedes T-Leitwerks.

01:25:11.523 --> 01:25:14.676
Die gesamte Momentenkurve und Steuerreserve sind entscheidend.

01:25:14.676 --> 01:25:18.018
Vorbeugende Auslegung und gegebenenfalls Warn- oder Schutzfunktionen sollen

01:25:18.018 --> 01:25:20.825
den Zugang zu einem solchen Bereich verhindern; eine allgemeine

01:25:20.825 --> 01:25:23.320
Wiederherstellungsfolge lässt sich daraus nicht angeben.

01:25:23.320 --> 01:25:26.144
Pfeilung beeinflusst außerdem die Reaktion auf Schieben.

01:25:26.144 --> 01:25:28.854
Beide Flügelhälften werden dann in geeigneten Bedingungen mit

01:25:28.854 --> 01:25:31.831
unterschiedlichen wirksamen Pfeilungs- und Geschwindigkeitsanteilen

01:25:31.831 --> 01:25:32.320
angeströmt.

01:25:32.320 --> 01:25:35.707
Dadurch entstehen gekoppelte Rollmomente, die mit der zuvor erklärten

01:25:35.707 --> 01:25:37.523
seitlichen Stabilität zusammenhängen.

01:25:37.523 --> 01:25:41.113
Ein aerodynamischer Vorteil in der Machrichtung hat also zugleich Folgen für

01:25:41.113 --> 01:25:42.199
andere Bewegungsachsen.

01:25:42.199 --> 01:25:45.561
Die Gestaltung eines Verkehrsflugzeugflügels verbindet diese Eigenschaften

01:25:45.561 --> 01:25:46.833
durch die gesamte Auslegung.

01:25:46.833 --> 01:25:50.231
Für die Prüfung wird der Zweck der Pfeilung präzise benannt: Sie verändert

01:25:50.231 --> 01:25:53.125
bestimmte wirksame Anströmkomponenten und damit die Entwicklung

01:25:53.125 --> 01:25:54.135
kompressibler Effekte.

01:25:54.135 --> 01:25:57.141
Die Aussage Luft hat einen längeren Weg genügt dafür nicht.

01:25:57.141 --> 01:26:00.733
Anschließend werden die Nachteile und Gegenmaßnahmen im langsamen Bereich

01:26:00.733 --> 01:26:01.127
erklärt.

01:26:01.127 --> 01:26:04.271
So entsteht ein nachvollziehbarer Zusammenhang zwischen gepfeilter

01:26:04.271 --> 01:26:07.797
Reisekonfiguration, umfangreichen Hochauftriebssystemen und den besonderen

01:26:07.797 --> 01:26:10.179
Anforderungen an Stabilität und Überziehverhalten.

01:26:10.179 --> 01:26:13.206
Mit steigender Machzahl kann sich die Druckverteilung um den Flügel

01:26:13.206 --> 01:26:14.155
wesentlich verändern.

01:26:14.155 --> 01:26:17.388
Eine resultierende Lastverschiebung nach hinten kann ein zusätzliches

01:26:17.388 --> 01:26:19.638
kopflastiges Moment um den Schwerpunkt erzeugen.

01:26:19.638 --> 01:26:23.022
Diese Tendenz wird im entsprechenden Hochgeschwindigkeitszusammenhang als

01:26:23.022 --> 01:26:23.995
Mach Tuck bezeichnet.

01:26:23.995 --> 01:26:27.976
Die tatsächlich beobachtete Reaktion hängt außerdem von Flügelgeometrie,

01:26:27.976 --> 01:26:31.735
Stoßentwicklung, Ablösung, Leitwerksanströmung und Flugsteuerung ab.

01:26:31.735 --> 01:26:35.562
Ein einziger wandernder Druckpunkt ist deshalb eine vereinfachte Erklärung,

01:26:35.562 --> 01:26:37.093
keine vollständige Simulation.

01:26:37.093 --> 01:26:40.379
Der aerodynamische Bezugspunkt eines Profils und sein Druckpunkt sind

01:26:40.379 --> 01:26:41.618
unterschiedliche Begriffe.

01:26:41.618 --> 01:26:45.025
Am aerodynamischen Zentrum ist das Moment unter den gewählten Bedingungen

01:26:45.025 --> 01:26:47.778
gegenüber einer Auftriebsänderung vergleichsweise konstant.

01:26:47.778 --> 01:26:50.992
Der Druckpunkt fasst die resultierende Kraftwirkung unter einer bestimmten

01:26:50.992 --> 01:26:53.034
Darstellung zusammen und kann sich verschieben.

01:26:53.034 --> 01:26:55.827
Bei stark veränderlicher kompressibler Strömung dürfen bekannte

01:26:55.827 --> 01:26:58.664
Unterschallbeziehungen nicht unverändert fortgeschrieben werden.

01:26:58.664 --> 01:27:01.817
Die Momentenkurve muss für den betreffenden Bereich betrachtet werden.

01:27:01.817 --> 01:27:04.089
Wir rechnen eine fiktive Lastverschiebung.

01:27:04.089 --> 01:27:07.183
Eine Auftriebskraft von zweihunderttausend Newton verschiebe ihre

01:27:07.183 --> 01:27:10.753
Wirkungslinie um null Komma zwei Meter nach hinten, während andere Beiträge

01:27:10.753 --> 01:27:12.134
zunächst unverändert bleiben.

01:27:12.134 --> 01:27:15.738
Der zusätzliche Momentenbetrag beträgt vierzigtausend Newtonmeter.

01:27:15.738 --> 01:27:19.603
Ob er im gewählten Vorzeichensystem negativ ist, wird durch die festgelegte

01:27:19.603 --> 01:27:20.737
Nickrichtung bestimmt.

01:27:20.737 --> 01:27:23.751
Bei der üblichen Lage erzeugt die rückwärtig verschobene nach oben

01:27:23.751 --> 01:27:25.897
gerichtete Kraft hier eine kopflastige Tendenz.

01:27:25.897 --> 01:27:28.597
Die Lernfrage lautet: Muss ein Mach-trim-System jedes

01:27:28.597 --> 01:27:31.195
Hochgeschwindigkeitsproblem vollständig beseitigen?

01:27:31.195 --> 01:27:32.003
Nein.

01:27:32.003 --> 01:27:35.043
Eine dafür vorgesehene Funktion kann bestimmte Momentenänderungen

01:27:35.043 --> 01:27:37.521
kompensieren oder die Längscharakteristik verbessern.

01:27:37.521 --> 01:27:41.122
Sie hebt aber nicht jede Buffet-, Struktur- oder Steuergrenze auf.

01:27:41.122 --> 01:27:44.505
Auch ihre Verfügbarkeit und ihre Regelmöglichkeiten sind begrenzt.

01:27:44.505 --> 01:27:48.133
Eine erfolgreich ausgeglichene Nicktendenz ist kein Nachweis dafür, dass

01:27:48.133 --> 01:27:51.055
andere aerodynamische Reserven weiterhin ausreichend sind.

01:27:51.055 --> 01:27:54.302
Superkritische Profile werden so gestaltet, dass der Druckverlauf im

01:27:54.302 --> 01:27:56.689
vorgesehenen transonischen Bereich günstiger wird.

01:27:56.689 --> 01:27:59.673
Eine vergleichsweise flache Oberseitenform und eine passende hintere

01:27:59.673 --> 01:28:02.832
Belastung können die lokale Überschallentwicklung und den abschließenden

01:28:02.832 --> 01:28:03.402
Stoß mildern.

01:28:03.402 --> 01:28:06.853
Dadurch können Widerstandsanstieg und ungünstige Ablösung unter geeigneten

01:28:06.853 --> 01:28:08.252
Bedingungen verschoben werden.

01:28:08.252 --> 01:28:11.596
Die Bezeichnung bedeutet nicht, dass auf dem Flügel keinerlei lokale

01:28:11.596 --> 01:28:14.153
Überschallströmung oder Stoßwellen auftreten dürfen.

01:28:14.153 --> 01:28:17.734
Eine solche Auslegung kann bei einem vorgesehenen Reisepunkt günstig sein

01:28:17.734 --> 01:28:21.365
und trotzdem besondere Anforderungen an Moment, Struktur oder Hochauftrieb

01:28:21.365 --> 01:28:21.659
haben.

01:28:21.659 --> 01:28:24.960
Auch die Flügel-Rumpf-Verbindung beeinflusst die räumliche Druckverteilung.

01:28:24.960 --> 01:28:28.535
Ein isoliertes Profil erreicht im vollständigen Flugzeug nicht automatisch

01:28:28.535 --> 01:28:29.840
exakt dieselben Ergebnisse.

01:28:29.840 --> 01:28:33.762
Windkanalversuche, Berechnung und Flugversuche werden deshalb gemeinsam

01:28:33.762 --> 01:28:34.204
genutzt.

01:28:34.204 --> 01:28:37.787
Der theoretische Profilvergleich erklärt die Richtung der Wirkung, während

01:28:37.787 --> 01:28:40.111
der Gesamtnachweis die reale Auslegung bewertet.

01:28:40.111 --> 01:28:42.301
Für die Prüfung werden aufnickende Tendenzen durch

01:28:42.301 --> 01:28:45.410
Außenflügelauftriebsverlust und kopflastige Tendenzen durch eine andere

01:28:45.410 --> 01:28:46.899
Lastverschiebung getrennt erklärt.

01:28:46.899 --> 01:28:49.805
Beide können im weiteren Sinn mit besonderen Flügelströmungen

01:28:49.805 --> 01:28:52.329
zusammenhängen, sind aber keine identischen Begriffe.

01:28:52.329 --> 01:28:55.840
Erst mit dieser Trennung lässt sich die Rolle von Pfeilung, Schwerpunkt,

01:28:55.840 --> 01:28:58.717
Leitwerk und möglicher Kompensation verständlich verbinden.

01:28:58.717 --> 01:29:02.362
Eine pauschale Aussage über die Nase bei hoher Geschwindigkeit wäre dafür zu

01:29:02.362 --> 01:29:02.745
ungenau.

01:29:02.745 --> 01:29:06.371
Ein Flugzeug kann eine maximale Betriebsgeschwindigkeit und eine maximale

01:29:06.371 --> 01:29:07.662
Betriebsmachzahl besitzen.

01:29:07.662 --> 01:29:10.764
Die Geschwindigkeitsgrenze wird in den jeweiligen Unterlagen mit der

01:29:10.764 --> 01:29:13.819
vorgesehenen Anzeige- beziehungsweise Kalibriergrundlage angegeben.

01:29:13.819 --> 01:29:16.788
Die Machgrenze beschreibt ein dimensionsloses Verhältnis.

01:29:16.788 --> 01:29:19.027
Beide gehören zum zugelassenen Bereich.

01:29:19.027 --> 01:29:23.377
Weitere Grenzen für Konfiguration, Struktur, Lasten oder Systeme können

01:29:23.377 --> 01:29:24.112
hinzukommen.

01:29:24.112 --> 01:29:27.778
Die gemeinsame Einhaltung ist entscheidend, nicht die Auswahl des gerade

01:29:27.778 --> 01:29:28.644
bequemeren Werts.

01:29:28.644 --> 01:29:32.054
Die Geschwindigkeitsbegrenzung steht häufig mit dynamischem Druck und daraus

01:29:32.054 --> 01:29:35.015
folgenden Lasten oder aeroelastischen Eigenschaften in Verbindung.

01:29:35.015 --> 01:29:38.611
Die Machbegrenzung berücksichtigt besonders kompressible Strömungseffekte

01:29:38.611 --> 01:29:39.448
und deren Folgen.

01:29:39.448 --> 01:29:43.003
Tatsächlich können mehrere Nachweise für eine einzelne Grenze bestimmend

01:29:43.003 --> 01:29:43.250
sein.

01:29:43.250 --> 01:29:46.741
Deshalb wird eine Betriebsgrenze nicht allein aus einer einzigen einfachen

01:29:46.741 --> 01:29:47.779
Formel neu festgelegt.

01:29:47.779 --> 01:29:51.126
Die Theorie hilft, ihren Zweck zu verstehen und einen veränderten

01:29:51.126 --> 01:29:52.775
Flugzustand richtig einzuordnen.

01:29:52.775 --> 01:29:56.208
Im Steigflug führt gleichbleibende äquivalente Geschwindigkeit bei sinkender

01:29:56.208 --> 01:29:58.060
Dichte zu höherer wahrer Geschwindigkeit.

01:29:58.060 --> 01:30:00.986
Je nach Temperaturverlauf steigt dabei auch die Machzahl.

01:30:00.986 --> 01:30:04.062
Bei konstanter Machzahl verändert sich die wahre Geschwindigkeit mit der

01:30:04.062 --> 01:30:06.839
Schallgeschwindigkeit; der dynamische Druck und die entsprechende

01:30:06.839 --> 01:30:09.018
Geschwindigkeitsanzeige können mit der Höhe sinken.

01:30:09.018 --> 01:30:12.421
Damit kann in tieferen Bereichen eine Geschwindigkeitsgrenze und höher oben

01:30:12.421 --> 01:30:13.736
eine Machgrenze näher liegen.

01:30:13.736 --> 01:30:16.978
Der konkrete Übergang wird aus den tatsächlichen Daten bestimmt.

01:30:16.978 --> 01:30:20.165
Wir lesen ein fiktives Beispiel mit zwei getrennten Anzeigen.

01:30:20.165 --> 01:30:23.476
Für einen Zustand sei die geltende Geschwindigkeit auf dreihundert Knoten

01:30:23.476 --> 01:30:25.562
und die Machzahl auf null Komma acht begrenzt.

01:30:25.562 --> 01:30:29.261
Die gültigen Anzeigen zeigen zweihundertneunzig Knoten und Mach null Komma

01:30:29.261 --> 01:30:29.761
acht zwei.

01:30:29.761 --> 01:30:33.469
Der Geschwindigkeitswert liegt zwar unter seinem Grenzwert, die Machgrenze

01:30:33.469 --> 01:30:34.622
ist aber überschritten.

01:30:34.622 --> 01:30:37.807
Umgekehrt wären dreihundertzehn Knoten bei Mach null Komma sieben acht

01:30:37.807 --> 01:30:39.900
ebenfalls außerhalb des vorgegebenen Bereichs.

01:30:39.900 --> 01:30:43.491
Die Lernfrage lautet: Ist die prozentuale Entfernung zu beiden Grenzwerten

01:30:43.491 --> 01:30:45.383
ein vollständiger Sicherheitsvergleich?

01:30:45.383 --> 01:30:46.191
Nein.

01:30:46.191 --> 01:30:49.726
Zehn Prozent einer Knotenzahl und zehn Prozent eines Machwerts beschreiben

01:30:49.726 --> 01:30:51.733
keine identischen physikalischen Reserven.

01:30:51.733 --> 01:30:55.429
Zudem wirken Lastvielfaches, Anstellwinkel und Konfiguration.

01:30:55.429 --> 01:30:58.879
Die Entwicklung im nächsten Abschnitt kann wichtiger sein als der momentane

01:30:58.879 --> 01:30:59.523
Zahlenabstand.

01:30:59.523 --> 01:31:02.839
Ein beschleunigender Sinkflug verändert beispielsweise die Energie und kann

01:31:02.839 --> 01:31:04.740
mehrere Grenzen gleichzeitig näher bringen.

01:31:04.740 --> 01:31:07.747
Ein Schutzsystem kann innerhalb seiner Auslegung die Annäherung

01:31:07.747 --> 01:31:08.367
beeinflussen.

01:31:08.367 --> 01:31:11.937
Es setzt weder die Physik außer Kraft noch ist jede Schutzfunktion in jeder

01:31:11.937 --> 01:31:12.984
Betriebsart verfügbar.

01:31:12.984 --> 01:31:16.505
Regelgesetze und Warnungen müssen daher im vorgesehenen Musterzusammenhang

01:31:16.505 --> 01:31:17.361
verstanden werden.

01:31:17.361 --> 01:31:21.001
Für eine theoretische Antwort genügt nicht der Satz das Flugzeug verhindert

01:31:21.001 --> 01:31:21.146
es.

01:31:21.146 --> 01:31:24.809
Gefragt ist, welche Grenze welchem Zustand zugeordnet ist und welche

01:31:24.809 --> 01:31:26.586
Eingangsgrößen dabei gültig sind.

01:31:26.586 --> 01:31:29.787
In Prüfungsaufgaben werden zunächst alle vorhandenen Begrenzungen

01:31:29.787 --> 01:31:30.624
zusammengestellt.

01:31:30.624 --> 01:31:33.435
Anschließend wird jede mit der passenden Größe verglichen.

01:31:33.435 --> 01:31:37.258
Die kleinste zulässige Knotenzahl allein reicht nicht aus, wenn daneben eine

01:31:37.258 --> 01:31:38.264
Machbedingung steht.

01:31:38.264 --> 01:31:42.150
Dieses Verfahren ist einfach, aber wirksam: Es verhindert, dass eine formal

01:31:42.150 --> 01:31:46.036
eingehaltene Grenze als pauschale Freigabe für einen insgesamt unzulässigen

01:31:46.036 --> 01:31:47.643
Flugzustand interpretiert wird.

01:31:47.643 --> 01:31:50.641
Das Lastvielfache wird in einer einfachen Auftriebsbetrachtung als

01:31:50.641 --> 01:31:52.777
Verhältnis von Auftrieb zu Gewicht beschrieben.

01:31:52.777 --> 01:31:56.088
Seine genaue Anwendung benötigt eine festgelegte Kraftrichtung.

01:31:56.088 --> 01:31:59.867
Im unbeschleunigten geradlinigen Horizontalflug liegt es im üblichen Modell

01:31:59.867 --> 01:32:00.320
bei eins.

01:32:00.320 --> 01:32:03.049
Das bedeutet nicht, dass keine Kräfte wirken.

01:32:03.049 --> 01:32:05.531
Auftrieb und Gewicht gleichen sich gerade aus.

01:32:05.531 --> 01:32:08.663
Die resultierende vertikale Beschleunigung ist null, während eine

01:32:08.663 --> 01:32:11.794
aerodynamische Belastung in der Größe des Gewichts vorhanden ist.

01:32:11.794 --> 01:32:15.401
In einer koordinierten gleich hohen Kurve ist der Auftriebsvektor geneigt.

01:32:15.401 --> 01:32:18.759
Seine vertikale Komponente muss weiterhin das Gewicht tragen, seine

01:32:18.759 --> 01:32:21.466
horizontale Komponente liefert die Bahnbeschleunigung.

01:32:21.466 --> 01:32:23.813
Deshalb wird mehr Gesamtauftrieb benötigt.

01:32:23.813 --> 01:32:27.033
Unter den vereinfachten Bedingungen ergibt sich eins geteilt durch den

01:32:27.033 --> 01:32:28.137
Kosinus der Querneigung.

01:32:28.137 --> 01:32:31.313
Diese Beziehung setzt die gleich hohe koordinierte Kurve voraus.

01:32:31.313 --> 01:32:34.617
Eine allein beobachtete Querneigung beweist nicht unabhängig von der

01:32:34.617 --> 01:32:35.977
Flugbahn denselben Lastwert.

01:32:35.977 --> 01:32:38.271
Wir rechnen mit sechzig Grad Querneigung.

01:32:38.271 --> 01:32:40.530
Der Kosinus beträgt null Komma fünf.

01:32:40.530 --> 01:32:43.946
Eins geteilt durch null Komma fünf ergibt ein Lastvielfaches von zwei.

01:32:43.946 --> 01:32:46.914
Ein Flugzeug mit hunderttausend Newton Gewicht benötigt dann

01:32:46.914 --> 01:32:48.646
zweihunderttausend Newton Auftrieb.

01:32:48.646 --> 01:32:50.717
Die Masse verdoppelt sich dadurch nicht.

01:32:50.717 --> 01:32:53.991
Die zusätzliche Auftriebskraft liefert zusammen mit ihrer Geometrie die für

01:32:53.991 --> 01:32:56.087
die gekrümmte Bahn erforderliche Beschleunigung.

01:32:56.087 --> 01:32:59.553
Bei unveränderter Konfiguration und vergleichbarem maximalem Beiwert wächst

01:32:59.553 --> 01:33:02.649
die entsprechende Überziehgeschwindigkeit mit der Quadratwurzel des

01:33:02.649 --> 01:33:03.342
Lastvielfachen.

01:33:03.342 --> 01:33:06.111
Aus fiktiven hundert Knoten bei eins werden bei zwei etwa

01:33:06.111 --> 01:33:08.006
hunderteinundvierzig Komma vier Knoten.

01:33:08.006 --> 01:33:11.740
Bei fünfundvierzig Grad liegt das Lastvielfache bei ungefähr eins Komma vier

01:33:11.740 --> 01:33:12.232
eins vier.

01:33:12.232 --> 01:33:15.465
Seine Wurzel ist etwa eins Komma eins acht neun; die entsprechende

01:33:15.465 --> 01:33:17.866
Geschwindigkeit wäre rund hundertneunzehn Knoten.

01:33:17.866 --> 01:33:21.348
Die Anstellwinkelgrenze wird damit bei unterschiedlichen Geschwindigkeiten

01:33:21.348 --> 01:33:21.772
erreicht.

01:33:21.772 --> 01:33:25.258
Die Lernfrage lautet: Muss jede steile Kurve bei derselben Querneigung

01:33:25.258 --> 01:33:27.350
dieselbe Überziehgeschwindigkeit besitzen?

01:33:27.350 --> 01:33:30.676
Nur wenn die weiteren Bedingungen einschließlich der tatsächlichen Belastung

01:33:30.676 --> 01:33:31.201
gleich sind.

01:33:31.201 --> 01:33:35.210
Ein sinkender, entlasteter oder nicht koordinierter Zustand kann eine andere

01:33:35.210 --> 01:33:36.371
Kraftbilanz aufweisen.

01:33:36.371 --> 01:33:40.626
Masse, Konfiguration, Oberflächenzustand und Kompressibilität wirken

01:33:40.626 --> 01:33:41.315
zusätzlich.

01:33:41.315 --> 01:33:44.549
Die Standardformel erklärt einen klar bezeichneten Fall und wird nicht

01:33:44.549 --> 01:33:46.629
allein anhand eines Horizontbilds angewendet.

01:33:46.629 --> 01:33:50.078
Die für eine bestimmte Kurve erforderliche horizontale Beschleunigung hängt

01:33:50.078 --> 01:33:52.332
ebenfalls von Geschwindigkeit und Querneigung ab.

01:33:52.332 --> 01:33:55.944
Bei gleicher Querneigung führt eine höhere wahre Geschwindigkeit zu größerem

01:33:55.944 --> 01:33:57.702
Kurvenradius und geringerer Drehrate.

01:33:57.702 --> 01:34:01.020
Die Belastung bleibt im idealisierten gleich hohen Fall dennoch über den

01:34:01.020 --> 01:34:01.757
Winkel bestimmt.

01:34:01.757 --> 01:34:05.897
Radius und Last sind somit miteinander verbunden, aber nicht dieselbe Größe.

01:34:05.897 --> 01:34:08.702
Mehr Geschwindigkeit macht die Kurve nicht automatisch enger.

01:34:08.702 --> 01:34:12.368
In der räumlichen Darstellung bleibt Gewicht zur Erde gerichtet, während der

01:34:12.368 --> 01:34:13.766
Auftriebsvektor geneigt wird.

01:34:13.766 --> 01:34:17.690
Seine Zerlegung zeigt, warum die vertikale Komponente und der Gesamtbetrag

01:34:17.690 --> 01:34:18.591
verschieden sind.

01:34:18.591 --> 01:34:21.828
Diese Geometrie unterstützt auch das Verständnis des beschleunigten

01:34:21.828 --> 01:34:22.698
Strömungsabrisses.

01:34:22.698 --> 01:34:26.571
Es wird ein größerer Beiwert verlangt, bis derselbe kritische aerodynamische

01:34:26.571 --> 01:34:27.641
Bereich erreicht ist.

01:34:27.641 --> 01:34:31.168
Eine hohe Fahrtanzeige allein garantiert deshalb keine ausreichende Reserve

01:34:31.168 --> 01:34:32.814
bei einer stark erhöhten Belastung.

01:34:32.814 --> 01:34:36.496
Ein Manöverdiagramm trägt Geschwindigkeit auf einer Achse und Lastvielfaches

01:34:36.496 --> 01:34:37.465
auf der anderen auf.

01:34:37.465 --> 01:34:41.309
Bei gegebener Masse und Konfiguration beschreibt die Auftriebsgrenze, welche

01:34:41.309 --> 01:34:44.243
Belastung beim maximal verfügbaren Beiwert erreichbar ist.

01:34:44.243 --> 01:34:47.811
Weil der dynamische Druck mit dem Quadrat der Geschwindigkeit wächst, steigt

01:34:47.811 --> 01:34:49.360
dieser Grenzverlauf entsprechend.

01:34:49.360 --> 01:34:52.441
Eine strukturelle Lastgrenze bildet eine weitere Begrenzung.

01:34:52.441 --> 01:34:56.201
Negative Lasten werden mit eigener aerodynamischer und struktureller Grenze

01:34:56.201 --> 01:34:56.752
betrachtet.

01:34:56.752 --> 01:35:00.112
Der Schnitt der positiven Auftriebsgrenze mit der vorgegebenen positiven

01:35:00.112 --> 01:35:02.725
Lastgrenze liefert eine idealisierte Eckgeschwindigkeit.

01:35:02.725 --> 01:35:05.811
Darunter kann der Flügel im Modell vor Erreichen dieser Lastgrenze

01:35:05.811 --> 01:35:06.325
überziehen.

01:35:06.325 --> 01:35:09.741
Darüber kann eine genügend große Auftriebsanforderung die strukturelle

01:35:09.741 --> 01:35:12.522
Grenze erreichen, bevor die Auftriebsgrenze erreicht ist.

01:35:12.522 --> 01:35:15.553
Das Diagramm verbindet damit zwei verschiedene Beschränkungen.

01:35:15.553 --> 01:35:18.765
Ein Bereich innerhalb der gezeichneten Hülle bleibt dennoch nur unter den

01:35:18.765 --> 01:35:20.306
dazugehörigen Annahmen beschrieben.

01:35:20.306 --> 01:35:22.337
Wir rechnen ein fiktives Beispiel.

01:35:22.337 --> 01:35:26.010
Die Bezugsüberziehgeschwindigkeit bei einem Lastvielfachen von eins betrage

01:35:26.010 --> 01:35:28.507
sechzig Knoten, die positive Modelllastgrenze vier.

01:35:28.507 --> 01:35:32.635
Die Eckgeschwindigkeit ist sechzig mal Wurzel aus vier, also hundertzwanzig

01:35:32.635 --> 01:35:33.020
Knoten.

01:35:33.020 --> 01:35:36.469
Sinkt bei vergleichbarer Konfiguration die Masse auf vierundsechzig Prozent,

01:35:36.469 --> 01:35:39.737
skaliert die entsprechende Geschwindigkeit mit der Wurzel aus null Komma

01:35:39.737 --> 01:35:40.236
sechs vier.

01:35:40.236 --> 01:35:42.383
Diese Wurzel beträgt null Komma acht.

01:35:42.383 --> 01:35:45.079
Aus hundertzwanzig werden sechsundneunzig Knoten.

01:35:45.079 --> 01:35:48.450
Die Lernfrage lautet: Warum kann eine geringere Masse eine niedrigere

01:35:48.450 --> 01:35:50.502
passende Manövergeschwindigkeit verlangen?

01:35:50.502 --> 01:35:53.912
Bei gleicher Geschwindigkeit und gleichem möglichen Auftrieb führt kleineres

01:35:53.912 --> 01:35:56.649
Gewicht zu einem größeren Verhältnis von Auftrieb zu Gewicht.

01:35:56.649 --> 01:35:59.418
Die Belastungsgrenze kann dadurch früher erreicht werden.

01:35:59.418 --> 01:36:02.602
Die Vorstellung leichter bedeutet bei jeder Steuereingabe automatisch

01:36:02.602 --> 01:36:04.910
weniger Last verwechselt Kraft und Lastvielfaches.

01:36:04.910 --> 01:36:08.366
Das Diagramm wird deshalb für die jeweils zutreffende Masse betrachtet.

01:36:08.366 --> 01:36:11.890
Die veröffentlichte Manövergeschwindigkeit und ihre Betriebsanwendung folgen

01:36:11.890 --> 01:36:13.188
den zugelassenen Unterlagen.

01:36:13.188 --> 01:36:16.712
Eine einfache idealisierte Eckrechnung ersetzt diese Definition nicht

01:36:16.712 --> 01:36:17.325
vollständig.

01:36:17.325 --> 01:36:20.795
Insbesondere ist der Bereich unter VA kein Freibrief für rasche wiederholte

01:36:20.795 --> 01:36:24.311
Steuerausschläge, gegensinnige Umkehrungen oder kombinierte Achsbelastungen.

01:36:24.311 --> 01:36:27.722
Die ursprünglichen Nachweisannahmen decken nicht beliebig jede zeitliche

01:36:27.722 --> 01:36:28.764
Folge und Richtung ab.

01:36:28.764 --> 01:36:32.634
Trägheit, dynamische Antwort und örtliche Bauteillasten kommen hinzu.

01:36:32.634 --> 01:36:36.226
Auch eine Böe ist kein identischer Ersatz für eine einzelne idealisierte

01:36:36.226 --> 01:36:37.124
Höhenrudereingabe.

01:36:37.124 --> 01:36:40.773
Sie kann den lokalen Anstellwinkel schnell verändern und zusätzliche Lasten

01:36:40.773 --> 01:36:41.162
anregen.

01:36:41.162 --> 01:36:44.519
Eine für Turbulenz vorgesehene Geschwindigkeit kann deshalb eine andere

01:36:44.519 --> 01:36:46.174
Bezeichnung und Grundlage besitzen.

01:36:46.174 --> 01:36:49.355
Die häufige Gleichsetzung von Manövergeschwindigkeit mit universeller

01:36:49.355 --> 01:36:51.660
Geschwindigkeit für jede Luftbewegung ist ungenau.

01:36:51.660 --> 01:36:54.977
Der richtige Bezug wird aus Flughandbuch und betrieblichen Verfahren

01:36:54.977 --> 01:36:55.464
entnommen.

01:36:55.464 --> 01:36:59.819
Für Aufgaben werden zuerst Masse, Konfiguration, maximale Beiwerte und die

01:36:59.819 --> 01:37:01.467
gemeinte Lastgrenze notiert.

01:37:01.467 --> 01:37:04.024
Dann wird der zugehörige Kurvenabschnitt bestimmt.

01:37:04.024 --> 01:37:07.808
Erst danach werden Aussagen wie Auftriebsgrenze zuerst oder Strukturgrenze

01:37:07.808 --> 01:37:08.678
zuerst getroffen.

01:37:08.678 --> 01:37:12.036
Auf diese Weise kann man die Zeichnung begründen und erkennt zugleich ihre

01:37:12.036 --> 01:37:12.535
Reichweite.

01:37:12.535 --> 01:37:15.872
Ein Diagramm ist eine verdichtete Darstellung bestimmter Bedingungen und

01:37:15.872 --> 01:37:19.347
keine vollständige Liste aller Gründe, aus denen ein Flugzustand unzulässig

01:37:19.347 --> 01:37:19.903
werden kann.

01:37:19.903 --> 01:37:23.885
Eine vertikale Luftbewegung verändert die relative Anströmung des Flugzeugs.

01:37:23.885 --> 01:37:26.539
Zunächst muss sich seine Nicklage dafür nicht ändern.

01:37:26.539 --> 01:37:30.025
Bei einer aufwärts gerichteten Böe kann der lokale Anstellwinkel steigen,

01:37:30.025 --> 01:37:32.986
wodurch bei anliegender Strömung der Auftriebsbeiwert zunimmt.

01:37:32.986 --> 01:37:35.561
Die zusätzliche Kraft kann die Bahn beschleunigen.

01:37:35.561 --> 01:37:39.272
Anschließend reagiert das Flugzeug dynamisch, sodass sich Anströmung und

01:37:39.272 --> 01:37:40.458
Lage weiter entwickeln.

01:37:40.458 --> 01:37:43.861
Der erste geometrische Effekt und die spätere Bewegung sind zeitlich zu

01:37:43.861 --> 01:37:44.533
unterscheiden.

01:37:44.533 --> 01:37:47.824
Für kleine Winkel lässt sich die Anstellwinkeländerung näherungsweise als

01:37:47.824 --> 01:37:50.846
vertikale Böengeschwindigkeit geteilt durch Vorwärtsgeschwindigkeit

01:37:50.846 --> 01:37:51.387
beschreiben.

01:37:51.387 --> 01:37:53.925
Die Winkelgröße ergibt sich dabei im Bogenmaß.

01:37:53.925 --> 01:37:56.941
Eine passende Steigung der Auftriebskurve übersetzt sie in eine

01:37:56.941 --> 01:37:57.707
Beiwertänderung.

01:37:57.707 --> 01:38:00.755
Dynamischer Druck und Fläche liefern daraus die Kraftänderung.

01:38:00.755 --> 01:38:04.318
Teilt man diese durch das Gewicht, erhält man im vereinfachten Modell den

01:38:04.318 --> 01:38:05.978
zusätzlichen Lastvielfachenanteil.

01:38:05.978 --> 01:38:09.016
Wir rechnen einen fiktiven Zustand mit hundert Metern pro Sekunde

01:38:09.016 --> 01:38:12.428
Fluggeschwindigkeit und fünf Metern pro Sekunde aufwärts gerichteter Böe.

01:38:12.428 --> 01:38:16.400
Der Quotient ist null Komma null fünf Radiant, ungefähr zwei Komma neun

01:38:16.400 --> 01:38:16.680
Grad.

01:38:16.680 --> 01:38:20.318
Bei einer Auftriebskurvensteigung von fünf je Radiant steigt der Beiwert um

01:38:20.318 --> 01:38:21.337
null Komma zwei fünf.

01:38:21.337 --> 01:38:24.951
Mit fünftausend Pascal dynamischem Druck und zwanzig Quadratmetern Fläche

01:38:24.951 --> 01:38:27.774
entstehen fünfundzwanzigtausend Newton zusätzliche Kraft.

01:38:27.774 --> 01:38:31.010
Bei hunderttausend Newton Gewicht entspricht das einem zusätzlichen

01:38:31.010 --> 01:38:32.749
Lastanteil von null Komma zwei fünf.

01:38:32.749 --> 01:38:36.267
War das Ausgangslastvielfache eins, ergäbe sich damit im vereinfachten

01:38:36.267 --> 01:38:38.528
Augenblick ein Wert von eins Komma zwei fünf.

01:38:38.528 --> 01:38:42.129
Der Wert ist keine Vorhersage einer gesamten realen Böenreaktion.

01:38:42.129 --> 01:38:46.256
Elastizität, Böenlänge, endliche Flügelwirkung, Dämpfung und die Bewegung

01:38:46.256 --> 01:38:48.688
des Flugzeugs selbst verändern den Verlauf.

01:38:48.688 --> 01:38:52.229
In Nachweisen werden dafür geeignete Modelle und Abminderungsfaktoren

01:38:52.229 --> 01:38:52.742
verwendet.

01:38:52.742 --> 01:38:55.793
Unsere Rechnung zeigt den Zusammenhang der wichtigsten Größen.

01:38:55.793 --> 01:38:59.033
Die Lernfrage lautet: Warum kann die zusätzliche Last trotz kleinerer

01:38:59.033 --> 01:39:02.368
geometrischer Winkeländerung bei höherer Geschwindigkeit größer werden?

01:39:02.368 --> 01:39:06.042
Der Quotient aus Böengeschwindigkeit und Vorwärtsgeschwindigkeit wird zwar

01:39:06.042 --> 01:39:06.439
kleiner.

01:39:06.439 --> 01:39:09.333
Gleichzeitig wächst aber der dynamische Druck quadratisch.

01:39:09.333 --> 01:39:12.817
Im einfachen linearen Modell bleibt nach der Kombination ein proportionaler

01:39:12.817 --> 01:39:14.908
Zusammenhang mit der Vorwärtsgeschwindigkeit.

01:39:14.908 --> 01:39:18.567
Eine Betrachtung nur des Winkels würde den stärkeren Kraftfaktor übersehen.

01:39:18.567 --> 01:39:22.361
Bei gleichem Zusatzauftrieb führt kleineres Gewicht zu größerem zusätzlichem

01:39:22.361 --> 01:39:23.109
Lastvielfachen.

01:39:23.109 --> 01:39:26.445
In einer vollständigen dynamischen Betrachtung verändern Masse und andere

01:39:26.445 --> 01:39:28.227
Eigenschaften auch die Flugzeugantwort.

01:39:28.227 --> 01:39:31.462
Ein pauschaler Satz leicht ist immer günstiger reicht deshalb nicht.

01:39:31.462 --> 01:39:34.359
Besonders in großer Höhe können kleine verfügbare Auftriebs- und

01:39:34.359 --> 01:39:37.619
Buffetreserven durch eine Böe gleichzeitig mit strukturellen Belastungen

01:39:37.619 --> 01:39:38.343
relevant werden.

01:39:38.343 --> 01:39:41.417
Lastgrenze und Strömungsgrenze werden zusammen betrachtet.

01:39:41.417 --> 01:39:44.652
Für die Prüfung wird zuerst das Böenvorzeichen festgelegt, dann die

01:39:44.652 --> 01:39:48.032
Winkeländerung und anschließend die Kraft- und Laständerung berechnet.

01:39:48.032 --> 01:39:51.058
Grad dürfen nicht ohne Umrechnung mit einer Steigung je Radiant

01:39:51.058 --> 01:39:52.067
multipliziert werden.

01:39:52.067 --> 01:39:55.424
Die Einheit des Kurvenanstiegs ist damit ein wichtiger Kontrollpunkt.

01:39:55.424 --> 01:39:58.878
Betriebliche Turbulenzgeschwindigkeiten und Verfahrensentscheidungen folgen

01:39:58.878 --> 01:40:00.259
den gültigen Musterunterlagen.

01:40:00.259 --> 01:40:03.798
Sie werden nicht aus einem einzelnen fiktiven Böenbetrag als universeller

01:40:03.798 --> 01:40:04.574
Wert abgeleitet.

01:40:04.574 --> 01:40:07.870
Ein Flugzeug besitzt potenzielle Energie durch seine Höhe und kinetische

01:40:07.870 --> 01:40:09.198
Energie durch seine Bewegung.

01:40:09.198 --> 01:40:12.528
Für das einfache Modell mit konstanter Masse ergibt sich die Summe aus Masse

01:40:12.528 --> 01:40:15.333
mal Erdbeschleunigung mal Höhe und einer Hälfte Masse mal wahrer

01:40:15.333 --> 01:40:16.560
Geschwindigkeit zum Quadrat.

01:40:16.560 --> 01:40:19.710
Die zugehörige spezifische Energie wird auf die Masse bezogen.

01:40:19.710 --> 01:40:23.109
Wind und Bezugssystem müssen bei einer genaueren Anwendung konsistent

01:40:23.109 --> 01:40:23.946
behandelt werden.

01:40:23.946 --> 01:40:27.167
Hier betrachten wir Bewegung und Höhe im festgelegten vereinfachten

01:40:27.167 --> 01:40:27.985
Luftmassenmodell.

01:40:27.985 --> 01:40:30.573
Eine Lageänderung kann den Austausch zwischen Höhen- und

01:40:30.573 --> 01:40:32.237
Geschwindigkeitsanteil beeinflussen.

01:40:32.237 --> 01:40:34.827
Sie erzeugt aber nicht allein neue Gesamtenergie.

01:40:34.827 --> 01:40:38.602
Antrieb führt Energie zu; Widerstand entzieht mechanische Energie aus der

01:40:38.602 --> 01:40:39.481
Flugzeugbewegung.

01:40:39.481 --> 01:40:42.757
Die Überschussleistung ist der Unterschied zwischen nutzbarer verfügbarer

01:40:42.757 --> 01:40:44.910
Leistung und dem erforderlichen Leistungsbedarf.

01:40:44.910 --> 01:40:48.508
Sie kann in Höhengewinn, Geschwindigkeitszunahme oder eine Kombination

01:40:48.508 --> 01:40:49.896
beider Entwicklungen gehen.

01:40:49.896 --> 01:40:53.144
Ein bestimmter Schubhebelwinkel ist dabei keine konstante Garantie für

01:40:53.144 --> 01:40:54.767
denselben Überschuss in jeder Höhe.

01:40:54.767 --> 01:40:58.253
Wir rechnen einen fiktiven Austausch ohne zusätzliche Zu- oder Abfuhr.

01:40:58.253 --> 01:41:01.982
Die Geschwindigkeit steige von hundert auf hundertzwanzig Meter pro Sekunde.

01:41:01.982 --> 01:41:05.303
Ihre Quadrate sind zehntausend und vierzehntausendvierhundert.

01:41:05.303 --> 01:41:08.867
Die halbe Differenz beträgt zweitausendzweihundert Joule pro Kilogramm.

01:41:08.867 --> 01:41:11.430
Geteilt durch neun Komma acht eins ergibt das ungefähr

01:41:11.430 --> 01:41:13.850
zweihundertvierundzwanzig Meter entsprechende Höhe.

01:41:13.850 --> 01:41:16.970
Diese zusätzliche kinetische Energie müsste im idealen verlustfreien

01:41:16.970 --> 01:41:19.540
Austausch aus einem entsprechenden Höhenverlust stammen.

01:41:19.540 --> 01:41:22.956
Die Lernfrage lautet: Kann ein Flugzeug gleichzeitig steigen und

01:41:22.956 --> 01:41:23.704
beschleunigen?

01:41:23.704 --> 01:41:27.383
Ja, wenn ausreichend positive Überschussleistung vorhanden ist.

01:41:27.383 --> 01:41:30.705
Ebenso kann es sinken und dennoch langsamer werden, wenn Widerstand und

01:41:30.705 --> 01:41:33.419
Leistungszustand die Energiebilanz entsprechend bestimmen.

01:41:33.419 --> 01:41:36.783
Die Beobachtung nur der Höhenrichtung reicht deshalb nicht zur Beurteilung

01:41:36.783 --> 01:41:37.602
der Gesamtenergie.

01:41:37.602 --> 01:41:41.562
Es müssen Höhe, Geschwindigkeit und ihre Änderungsraten gemeinsam betrachtet

01:41:41.562 --> 01:41:41.926
werden.

01:41:41.926 --> 01:41:44.179
Wir berechnen noch eine Überschussleistung.

01:41:44.179 --> 01:41:47.571
Bei einer Masse von zehntausend Kilogramm und zweihundert Kilowatt nutzbarem

01:41:47.571 --> 01:41:50.697
Überschuss wäre bei konstanter Geschwindigkeit im Modell die Steigrate

01:41:50.697 --> 01:41:53.464
zweihunderttausend geteilt durch achtundneunzigtausendhundert.

01:41:53.464 --> 01:41:56.381
Das sind ungefähr zwei Komma null vier Meter pro Sekunde.

01:41:56.381 --> 01:41:59.524
Wird gleichzeitig beschleunigt, steht ein Teil der Leistung für den

01:41:59.524 --> 01:42:02.573
kinetischen Anteil zur Verfügung und die mögliche Steigrate fällt

01:42:02.573 --> 01:42:03.746
entsprechend kleiner aus.

01:42:03.746 --> 01:42:06.864
Im langsamen Bereich kann eine weitere Geschwindigkeitsabnahme den

01:42:06.864 --> 01:42:07.998
Leistungsbedarf erhöhen.

01:42:07.998 --> 01:42:11.315
Eine Höhenhaltung mit unzureichender verfügbarer Leistung kann dann einen

01:42:11.315 --> 01:42:13.223
zunehmenden Anstellwinkelbedarf verdecken.

01:42:13.223 --> 01:42:16.573
Im schnellen Bereich können kompressible Widerstandsanteile den Überschuss

01:42:16.573 --> 01:42:17.071
vermindern.

01:42:17.071 --> 01:42:20.670
Beide Situationen besitzen unterschiedliche aerodynamische Ursachen, führen

01:42:20.670 --> 01:42:24.269
aber zur gleichen wichtigen Frage: Wie entwickelt sich die Gesamtenergie im

01:42:24.269 --> 01:42:27.340
Verhältnis zum geforderten Flugweg und zum verfügbaren Auftrieb?

01:42:27.340 --> 01:42:31.046
Für Aufgaben werden alle Leistungsgrößen auf derselben Grundlage verglichen.

01:42:31.046 --> 01:42:34.423
Wellenleistung, nutzbare Vortriebsleistung und Schub sind keine

01:42:34.423 --> 01:42:35.548
austauschbaren Werte.

01:42:35.548 --> 01:42:39.571
Anschließend wird ausdrücklich gesagt, welcher Anteil konstant bleiben soll.

01:42:39.571 --> 01:42:42.872
So lässt sich eine Steigrate oder Beschleunigung begründet bestimmen.

01:42:42.872 --> 01:42:46.320
Das Energieverständnis verbindet frühere Einzelthemen und verhindert die

01:42:46.320 --> 01:42:49.815
falsche Erwartung, eine günstige Nasenlage könne unabhängig von Leistung,

01:42:49.815 --> 01:42:52.832
Widerstand und Anstellwinkel jede gewünschte Flugbahn erhalten.

01:42:52.832 --> 01:42:56.647
In großer Höhe verändern sich Dichte, Temperatur und Umgebungsdruck.

01:42:56.647 --> 01:42:59.726
Bei gleicher wahrer Geschwindigkeit liefert kleinere Dichte weniger

01:42:59.726 --> 01:43:00.553
dynamischen Druck.

01:43:00.553 --> 01:43:03.759
Für denselben Auftrieb wird dann ein höherer Beiwert benötigt.

01:43:03.759 --> 01:43:07.371
Wird stattdessen derselbe dynamische Druck gehalten, steigt die notwendige

01:43:07.371 --> 01:43:08.445
wahre Geschwindigkeit.

01:43:08.445 --> 01:43:11.598
Damit können Machzahl und kompressible Effekte wichtiger werden.

01:43:11.598 --> 01:43:15.400
Es ist deshalb entscheidend, welche Größe in einem Höhenvergleich konstant

01:43:15.400 --> 01:43:16.120
gehalten wird.

01:43:16.120 --> 01:43:19.724
Auf der langsamen Seite kann großer Auftriebsbedarf zu hohen Anstellwinkeln

01:43:19.724 --> 01:43:21.405
und entsprechender Ablösung führen.

01:43:21.405 --> 01:43:24.792
Auf der schnellen Seite können kompressible Strömung und Stoßablösung

01:43:24.792 --> 01:43:25.283
begrenzen.

01:43:25.283 --> 01:43:28.708
Bei hoher Masse und großer Höhe kann der dazwischen nutzbare Bereich enger

01:43:28.708 --> 01:43:29.032
werden.

01:43:29.032 --> 01:43:32.532
Der Begriff Coffin Corner beschreibt eine besonders enge Annäherung solcher

01:43:32.532 --> 01:43:33.652
aerodynamischen Grenzen.

01:43:33.652 --> 01:43:37.454
Er bedeutet nicht, dass jede zulässige Reiseflughöhe eines Verkehrsflugzeugs

01:43:37.454 --> 01:43:40.606
automatisch an einem einzigen punktförmigen Grenzzustand liegt.

01:43:40.606 --> 01:43:44.038
Ein höheres Lastvielfaches verlangt mehr Auftrieb und verändert damit die

01:43:44.038 --> 01:43:44.696
Buffetreserve.

01:43:44.696 --> 01:43:48.075
Kurven oder Böen können deshalb kritisch werden, obwohl die momentane

01:43:48.075 --> 01:43:50.916
Machzahl vorher im geradlinigen Zustand zulässig erschien.

01:43:50.916 --> 01:43:54.164
Die Lastreserve ist eine eigene Betrachtungsrichtung im Diagramm.

01:43:54.164 --> 01:43:57.651
Ein horizontal gezeichneter Geschwindigkeitsabstand beschreibt sie nicht

01:43:57.651 --> 01:43:58.232
vollständig.

01:43:58.232 --> 01:44:01.690
Masse, Schwerpunkt und Konfiguration können die tatsächliche Hülle

01:44:01.690 --> 01:44:02.948
zusätzlich beeinflussen.

01:44:02.948 --> 01:44:05.097
Wir betrachten einen fiktiven Beiwert.

01:44:05.097 --> 01:44:08.360
Für einen geradlinigen Zustand werde null Komma sechs benötigt.

01:44:08.360 --> 01:44:11.736
Bei einem Lastvielfachen von eins Komma fünf und unverändertem dynamischem

01:44:11.736 --> 01:44:13.744
Druck steigt der Bedarf auf null Komma neun.

01:44:13.744 --> 01:44:16.209
Das ist eine Zunahme um fünfzig Prozent.

01:44:16.209 --> 01:44:19.537
Liegt eine gegebene Buffetgrenze unter diesem neuen Wert, bleibt die

01:44:19.537 --> 01:44:22.229
vorherige Machzahl allein kein ausreichendes Kriterium.

01:44:22.229 --> 01:44:25.397
Eine Kurve kann also ohne anfängliche Fahrtänderung eine andere

01:44:25.397 --> 01:44:27.007
aerodynamische Reserve erzeugen.

01:44:27.007 --> 01:44:30.558
Die Lernfrage lautet: Wenn die verbleibende Schubreserve klein ist, kann

01:44:30.558 --> 01:44:34.059
zusätzliche Leistung eine Geschwindigkeitsabweichung sofort beseitigen?

01:44:34.059 --> 01:44:34.867
Nein.

01:44:34.867 --> 01:44:38.223
Die mögliche Beschleunigung hängt vom tatsächlichen Schubüberschuss, der

01:44:38.223 --> 01:44:40.087
Masse und der Widerstandsentwicklung ab.

01:44:40.087 --> 01:44:43.276
Zusätzlich besitzt der Antrieb eigene zeitliche Eigenschaften.

01:44:43.276 --> 01:44:46.279
Eine nur gering positive Kraftreserve erzeugt eine langsame

01:44:46.279 --> 01:44:47.551
Geschwindigkeitserholung.

01:44:47.551 --> 01:44:50.965
Erwartung und Überwachung müssen deshalb zur realen Energieentwicklung

01:44:50.965 --> 01:44:51.306
passen.

01:44:51.306 --> 01:44:55.425
Die maximal zulässige oder erreichbare Höhe kann durch verschiedene Faktoren

01:44:55.425 --> 01:44:59.382
bestimmt sein: aerodynamische Reserven, Steigleistung, Triebwerksgrenzen,

01:44:59.382 --> 01:45:01.442
Druckkabine oder andere Anforderungen.

01:45:01.442 --> 01:45:04.600
Eine theoretisch noch mögliche Höhenhaltung ist nicht automatisch ein

01:45:04.600 --> 01:45:07.346
günstiger Betriebszustand mit ausreichenden Manöverreserven.

01:45:07.346 --> 01:45:10.782
Auch eine wirtschaftliche Reiseflughöhe ist kein unveränderlicher Wert.

01:45:10.782 --> 01:45:14.121
Masse und Umgebungsbedingungen entwickeln sich während des Flugs weiter und

01:45:14.121 --> 01:45:15.501
müssen in die Planung eingehen.

01:45:15.501 --> 01:45:19.146
Für Prüfungsaufgaben wird eine gegebene Höhenhülle daher mit ihrer Masse und

01:45:19.146 --> 01:45:20.010
Belastung gelesen.

01:45:20.010 --> 01:45:23.856
Zuerst werden langsame und schnelle Begrenzung identifiziert, anschließend

01:45:23.856 --> 01:45:25.519
die verfügbare Leistungsreserve.

01:45:25.519 --> 01:45:28.524
Daraus entsteht eine begründete Aussage über den Zustand.

01:45:28.524 --> 01:45:31.745
Die bloße Formel geringere Dichte bedeutet größere wahre Geschwindigkeit

01:45:31.745 --> 01:45:35.144
genügt nicht, weil sie weder die Auftriebsreserve noch die zusätzliche Mach-

01:45:35.144 --> 01:45:37.201
und Energieproblematik vollständig beschreibt.

01:45:37.201 --> 01:45:40.507
Die Ausbildung zur Vermeidung und Bewältigung ungewöhnlicher Flugzustände

01:45:40.507 --> 01:45:43.270
verbindet aerodynamisches Wissen mit Wahrnehmung und Handeln.

01:45:43.270 --> 01:45:46.949
Eine ungewöhnliche Lage beschreibt zunächst die Orientierung des Flugzeugs.

01:45:46.949 --> 01:45:50.520
Ein Strömungsabriss beschreibt einen kritischen aerodynamischen Zustand.

01:45:50.520 --> 01:45:53.768
Beides kann gleichzeitig auftreten, muss es aber nicht.

01:45:53.768 --> 01:45:57.058
Ein Flugzeug kann mit deutlich geneigter Nase noch anliegend umströmt sein

01:45:57.058 --> 01:46:00.437
oder bei scheinbar wenig auffälliger Lage bereits einen großen Anstellwinkel

01:46:00.437 --> 01:46:00.837
besitzen.

01:46:00.837 --> 01:46:04.347
Die räumliche Darstellung zeigt die drei Körperachsen, den Horizont und

01:46:04.347 --> 01:46:05.978
einen getrennten Bewegungsvektor.

01:46:05.978 --> 01:46:07.730
Diese Trennung ist wesentlich.

01:46:07.730 --> 01:46:11.328
Der Winkel zwischen Flugzeugreferenz und Horizont beschreibt die Lage; die

01:46:11.328 --> 01:46:14.440
Bewegungsrichtung relativ zur Luft liefert einen weiteren Bezug.

01:46:14.440 --> 01:46:17.986
Erst beide zusammen ermöglichen im passenden Modell eine Aussage über den

01:46:17.986 --> 01:46:18.666
Anstellwinkel.

01:46:18.666 --> 01:46:22.072
Eine Silhouette mit angehobener Nase allein sagt daher weder sichere Höhe

01:46:22.072 --> 01:46:23.612
noch ausreichende Energie voraus.

01:46:23.612 --> 01:46:27.563
Zum Erkennen gehören gültige Lage-, Geschwindigkeits- und Höheninformationen

01:46:27.563 --> 01:46:28.759
sowie deren Änderungen.

01:46:28.759 --> 01:46:33.335
Schubzustand, Konfiguration, Warnungen und Steuerreaktionen ergänzen das

01:46:33.335 --> 01:46:33.653
Bild.

01:46:33.653 --> 01:46:37.208
Einzelne widersprüchliche Werte können auf einen besonderen Flugzustand oder

01:46:37.208 --> 01:46:38.938
auf eine ungültige Messung hinweisen.

01:46:38.938 --> 01:46:42.453
Die Prüfung der Information ist deshalb Teil der Zustandsbeurteilung.

01:46:42.453 --> 01:46:45.875
Mehrere Anzeigen sind allerdings nur dann unabhängige Bestätigungen, wenn

01:46:45.875 --> 01:46:48.453
sie nicht alle von derselben gestörten Quelle abhängen.

01:46:48.453 --> 01:46:50.678
Wir vergleichen zwei fiktive Zustände.

01:46:50.678 --> 01:46:53.992
Im ersten steht die Flugzeugreferenz zehn Grad über Horizont und die

01:46:53.992 --> 01:46:55.453
Flugbahn steigt mit acht Grad.

01:46:55.453 --> 01:46:58.186
Der einfache Winkelunterschied beträgt zwei Grad.

01:46:58.186 --> 01:47:02.008
Im zweiten bleibt dieselbe Lage bestehen, während die Flugbahn fünf Grad

01:47:02.008 --> 01:47:02.327
sinkt.

01:47:02.327 --> 01:47:04.588
Der Unterschied beträgt fünfzehn Grad.

01:47:04.588 --> 01:47:07.906
Die gleiche sichtbare Nicklage gehört also zu sehr unterschiedlichen

01:47:07.906 --> 01:47:09.028
Anstellwinkelzuständen.

01:47:09.028 --> 01:47:12.345
Zusätzlicher Einstellwinkel und dreidimensionale Winkelanteile sind in

01:47:12.345 --> 01:47:15.189
dieser einfachen Demonstration ausdrücklich nicht enthalten.

01:47:15.189 --> 01:47:19.080
Die Lernfrage lautet: Kann ein Autopilot eine ungünstige Energieentwicklung

01:47:19.080 --> 01:47:20.221
vollständig verdecken?

01:47:20.221 --> 01:47:23.554
Er kann eine Führungsgröße zunächst halten und dafür andere Größen

01:47:23.554 --> 01:47:25.878
verändern, etwa den geforderten Anstellwinkel.

01:47:25.878 --> 01:47:29.497
Reicht die verfügbare Leistung nicht aus, entsteht dadurch keine neue

01:47:29.497 --> 01:47:29.917
Energie.

01:47:29.917 --> 01:47:33.583
Änderungen von Geschwindigkeit, Steuerstellung oder Schubbedarf bleiben

01:47:33.583 --> 01:47:34.771
deshalb aussagekräftig.

01:47:34.771 --> 01:47:38.082
Automatisierung unterstützt die Führung, muss aber zusammen mit ihrer

01:47:38.082 --> 01:47:40.386
Betriebsart und ihren Grenzen verstanden werden.

01:47:40.386 --> 01:47:43.741
Überraschung und eine starke unerwartete Bewegung können die Wahrnehmung

01:47:43.741 --> 01:47:44.160
verengen.

01:47:44.160 --> 01:47:48.180
Ein vorher verstandenes Bezugssystem erleichtert es, gültige Informationen

01:47:48.180 --> 01:47:49.320
richtig zu gewichten.

01:47:49.320 --> 01:47:52.823
Das ist ein Ausbildungsziel, kein Ersatz für praktische Übung.

01:47:52.823 --> 01:47:56.011
Simulatoren und Flugzeuge besitzen jeweils eigene geeignete

01:47:56.011 --> 01:47:57.092
Ausbildungsbereiche.

01:47:57.092 --> 01:48:00.364
Ein anschauliches Bildschirmmodell erzeugt weder vestibuläre Wahrnehmung

01:48:00.364 --> 01:48:03.545
noch sämtliche Kraft- und Steuercharakteristiken eines realen Musters.

01:48:03.545 --> 01:48:07.176
Für theoretische Fallaufgaben wird deshalb zuerst der Zustand beschrieben,

01:48:07.176 --> 01:48:09.384
bevor eine vermeintliche Lösung genannt wird.

01:48:09.384 --> 01:48:11.685
Ist der Flügel überzogen oder anliegend?

01:48:11.685 --> 01:48:13.470
Nimmt die Energie zu oder ab?

01:48:13.470 --> 01:48:15.298
Welche Belastung wird verlangt?

01:48:15.298 --> 01:48:17.392
Welche Informationen sind gültig?

01:48:17.392 --> 01:48:20.948
Die Antworten begründen anschließend, welche physikalischen Probleme ein

01:48:20.948 --> 01:48:22.825
mustergebundenes Verfahren lösen muss.

01:48:22.825 --> 01:48:26.272
Eine universelle Abfolge von Rudern und Schub wird aus diesen allgemeinen

01:48:26.272 --> 01:48:27.972
Prinzipien bewusst nicht abgeleitet.

01:48:27.972 --> 01:48:31.417
Wenn ein Flügel den kritischen Anstellwinkelbereich überschritten hat, kann

01:48:31.417 --> 01:48:34.587
eine zusätzliche Anforderung an den Auftrieb die Ablösung verstärken.

01:48:34.587 --> 01:48:38.129
Die Auftriebsformel bleibt eine Definition über den tatsächlich vorhandenen

01:48:38.129 --> 01:48:41.199
Beiwert, aber der Beiwert folgt nicht mehr der einfachen linearen

01:48:41.199 --> 01:48:42.191
Anstellwinkelgeraden.

01:48:42.191 --> 01:48:45.587
Mehr Ausschlag oder mehr geforderte Kraft bedeutet dann nicht automatisch

01:48:45.587 --> 01:48:46.704
mehr nutzbaren Auftrieb.

01:48:46.704 --> 01:48:50.021
Genau dieser Unterschied zwischen Anforderung und Fähigkeit ist für das

01:48:50.021 --> 01:48:52.077
Verständnis eines Strömungsabrisses zentral.

01:48:52.077 --> 01:48:55.836
Eine Wiederanlegung setzt voraus, dass der lokale aerodynamische Zustand

01:48:55.836 --> 01:48:56.932
wieder geeignet wird.

01:48:56.932 --> 01:49:00.568
Dazu gehört das Zurückführen des Anstellwinkels aus dem kritischen Bereich.

01:49:00.568 --> 01:49:04.077
Diese physikalische Notwendigkeit ist keine vollständige Bedienfolge.

01:49:04.077 --> 01:49:08.201
Wie ein konkretes Flugzeug diesen Zustand unter seinen Bedingungen erreicht,

01:49:08.201 --> 01:49:12.324
hängt von Steuercharakteristik, Antrieb, Konfiguration, Schutzfunktionen und

01:49:12.324 --> 01:49:13.735
den gültigen Verfahren ab.

01:49:13.735 --> 01:49:17.210
Die geometrische Ausrichtung zum Horizont allein reicht weiterhin nicht zur

01:49:17.210 --> 01:49:18.600
Bestimmung des Anstellwinkels.

01:49:18.600 --> 01:49:22.229
Wird bei kleinerer Belastung weniger Auftrieb verlangt, sinkt der benötigte

01:49:22.229 --> 01:49:24.165
Beiwert für gegebenen dynamischen Druck.

01:49:24.165 --> 01:49:27.771
Im einfachen Modell ist die zugehörige Überziehgeschwindigkeit proportional

01:49:27.771 --> 01:49:29.213
zur Wurzel des Lastvielfachen.

01:49:29.213 --> 01:49:32.697
Das bedeutet nicht, dass man einen veröffentlichten Grenzwert durch eine

01:49:32.697 --> 01:49:34.874
frei gewählte Zahl betrieblich ersetzen darf.

01:49:34.874 --> 01:49:38.619
Es erklärt, warum eine veränderte Kraftanforderung den momentanen Abstand

01:49:38.619 --> 01:49:42.055
zur aerodynamischen Grenze beeinflussen kann, noch bevor eine große

01:49:42.055 --> 01:49:43.594
Fahrtänderung eingetreten ist.

01:49:43.594 --> 01:49:45.938
Wir rechnen einen fiktiven Beiwertbedarf.

01:49:45.938 --> 01:49:49.469
Bei einem Lastvielfachen von eins und gegebenem dynamischem Druck werde ein

01:49:49.469 --> 01:49:51.210
Beiwert von eins Komma zwei benötigt.

01:49:51.210 --> 01:49:54.381
Bei einer Belastung von null Komma sechs wäre unter denselben übrigen

01:49:54.381 --> 01:49:56.633
Annahmen nur null Komma sieben zwei erforderlich.

01:49:56.633 --> 01:49:59.553
Das ergibt sich aus eins Komma zwei mal null Komma sechs.

01:49:59.553 --> 01:50:02.971
Ob die Strömung tatsächlich wieder anliegt, entscheidet die reale Kurve

01:50:02.971 --> 01:50:05.042
einschließlich ihres zeitlichen Verhaltens.

01:50:05.042 --> 01:50:08.736
Die Rechnung beschreibt eine reduzierte Anforderung, keine garantierte

01:50:08.736 --> 01:50:09.739
sofortige Reaktion.

01:50:09.739 --> 01:50:13.043
Die Lernfrage lautet: Hebt hohe Antriebsleistung den kritischen

01:50:13.043 --> 01:50:14.617
Anstellwinkel automatisch auf?

01:50:14.617 --> 01:50:15.424
Nein.

01:50:15.424 --> 01:50:18.581
Leistung kann die Energieentwicklung und gegebenenfalls die lokale

01:50:18.581 --> 01:50:19.729
Anströmung beeinflussen.

01:50:19.729 --> 01:50:23.319
Sie macht aber den abgelösten Flügel nicht unabhängig vom Winkel beliebig

01:50:23.319 --> 01:50:23.810
tragfähig.

01:50:23.810 --> 01:50:27.055
Manche Anordnungen erzeugen bei Schubänderungen außerdem deutliche

01:50:27.055 --> 01:50:27.644
Nickmomente.

01:50:27.644 --> 01:50:30.831
Deshalb ist die Zuordnung von Schub, Steuerung und Flugbahn Teil der

01:50:30.831 --> 01:50:34.159
konkreten Ausbildung und nicht aus einer pauschalen Mehr-Leistung-Regel

01:50:34.159 --> 01:50:34.627
abzulesen.

01:50:34.627 --> 01:50:38.653
Nach einer Wiederanlegung können weiterhin ungünstige Geschwindigkeit, Höhe,

01:50:38.653 --> 01:50:40.189
Belastung oder Lage bestehen.

01:50:40.189 --> 01:50:44.033
Der aerodynamische Strömungszustand ist nur ein Teil der gesamten Aufgabe.

01:50:44.033 --> 01:50:47.283
Eine erneute zu große Auftriebsanforderung kann die Reserve wieder

01:50:47.283 --> 01:50:47.874
aufbrauchen.

01:50:47.874 --> 01:50:51.262
Ebenso können hohe Geschwindigkeit und Strukturgrenzen anschließend eine

01:50:51.262 --> 01:50:52.439
andere Begrenzung setzen.

01:50:52.439 --> 01:50:55.594
Die Zustandsbeurteilung muss deshalb fortgesetzt werden, statt einen

01:50:55.594 --> 01:50:58.888
einzelnen erkannten Moment als vollständige Rückkehr in einen günstigen

01:50:58.888 --> 01:50:59.862
Bereich zu behandeln.

01:50:59.862 --> 01:51:03.257
Warnungen und Schutzsysteme geben innerhalb ihrer Bedingungen wertvolle

01:51:03.257 --> 01:51:03.927
Informationen.

01:51:03.927 --> 01:51:07.433
Ihre Abwesenheit beweist aber nicht für jeden Sensor- oder Betriebszustand

01:51:07.433 --> 01:51:08.807
einen sicheren Anstellwinkel.

01:51:08.807 --> 01:51:11.663
Für Prüfungsfälle wird ausdrücklich zwischen aerodynamischem

01:51:11.663 --> 01:51:15.186
Strömungsabriss, vorheriger Warnschwelle und gegebenenfalls aktivem Schutz

01:51:15.186 --> 01:51:15.853
unterschieden.

01:51:15.853 --> 01:51:19.600
Diese drei Ebenen können zeitlich zusammenhängen, sind jedoch verschiedene

01:51:19.600 --> 01:51:20.056
Vorgänge.

01:51:20.056 --> 01:51:23.520
Das Verständnis ermöglicht eine klare Erklärung ohne eine allgemeingültige

01:51:23.520 --> 01:51:25.440
Wiederherstellungsanweisung zu behaupten.

01:51:25.440 --> 01:51:29.064
Eine sich entwickelnde Steilspirale unterscheidet sich von einem überzogenen

01:51:29.064 --> 01:51:30.209
autorotierenden Zustand.

01:51:30.209 --> 01:51:33.738
In der Spirale können die Flügel anliegend umströmt bleiben, während

01:51:33.738 --> 01:51:36.385
Querneigung, Sinkrate und Geschwindigkeit zunehmen.

01:51:36.385 --> 01:51:40.689
Ein Versuch, nur eine einzelne Größe festzuhalten, kann andere Belastungen

01:51:40.689 --> 01:51:41.329
verstärken.

01:51:41.329 --> 01:51:45.691
Die korrekte Einordnung benötigt deshalb Flugbahn, Geschwindigkeit, Last und

01:51:45.691 --> 01:51:46.667
Strömungszustand.

01:51:46.667 --> 01:51:50.789
Die bloße Beobachtung, dass die Erde im Fenster dreht, trennt diese Zustände

01:51:50.789 --> 01:51:51.765
nicht zuverlässig.

01:51:51.765 --> 01:51:55.168
Bei zunehmender Geschwindigkeit wächst die kinetische Energie quadratisch.

01:51:55.168 --> 01:51:58.871
Gleichzeitig kann eine kräftige Auftriebsanforderung große Lastvielfache

01:51:58.871 --> 01:52:01.546
erzeugen, bevor ein maximaler Beiwert erreicht wird.

01:52:01.546 --> 01:52:05.172
Im Manöverdiagramm kann der Zustand damit näher an eine strukturelle Grenze

01:52:05.172 --> 01:52:05.607
gelangen.

01:52:05.607 --> 01:52:08.870
Die Wirkung einer zusätzlichen Steueranforderung hängt vom vorhandenen

01:52:08.870 --> 01:52:09.849
dynamischen Druck ab.

01:52:09.849 --> 01:52:13.397
Ein gleich großer Ausschlag bedeutet nicht in jeder Geschwindigkeit dieselbe

01:52:13.397 --> 01:52:14.937
Belastung oder denselben Flugweg.

01:52:14.937 --> 01:52:18.418
Wir rechnen einen fiktiven Geschwindigkeitsanstieg von hundertfünfzig auf

01:52:18.418 --> 01:52:19.992
hundertachtzig Meter pro Sekunde.

01:52:19.992 --> 01:52:22.306
Das Verhältnis beträgt eins Komma zwei.

01:52:22.306 --> 01:52:24.503
Sein Quadrat ist eins Komma vier vier.

01:52:24.503 --> 01:52:28.089
Die kinetische Energie ist bei unveränderter Masse also um vierundvierzig

01:52:28.089 --> 01:52:28.826
Prozent größer.

01:52:28.826 --> 01:52:32.159
Ein Anstieg um zwanzig Prozent Geschwindigkeit bedeutet hier keine nur

01:52:32.159 --> 01:52:34.539
zwanzigprozentige Zunahme der kinetischen Energie.

01:52:34.539 --> 01:52:38.100
Diese Differenz erklärt, warum eine scheinbar begrenzte Beschleunigung den

01:52:38.100 --> 01:52:40.361
späteren Energieabbau deutlich erschweren kann.

01:52:40.361 --> 01:52:43.930
Für eine gekrümmte Bahn gilt in einem passenden einfachen Modell: benötigte

01:52:43.930 --> 01:52:47.452
Normalbeschleunigung ist Geschwindigkeit zum Quadrat geteilt durch Radius.

01:52:47.452 --> 01:52:50.838
Bei gleicher verfügbarer Normalbeschleunigung wächst der notwendige Radius

01:52:50.838 --> 01:52:53.218
daher ebenfalls mit dem Quadrat der Geschwindigkeit.

01:52:53.218 --> 01:52:56.838
Eine um zwanzig Prozent höhere Geschwindigkeit bedeutet in diesem Vergleich

01:52:56.838 --> 01:52:59.154
einen um vierundvierzig Prozent größeren Radius.

01:52:59.154 --> 01:53:02.796
Der Zusammenhang beschreibt Geometrie und Kraftbedarf, ohne einen real

01:53:02.796 --> 01:53:04.617
verfügbaren Höhenraum zu berechnen.

01:53:04.617 --> 01:53:08.355
Die Lernfrage lautet: Kann mehr Auftriebsanforderung immer einen kleineren

01:53:08.355 --> 01:53:09.669
sicheren Radius erzwingen?

01:53:09.669 --> 01:53:10.477
Nein.

01:53:10.477 --> 01:53:14.191
Verfügbarer maximaler Auftrieb, Struktur, Steuerwirkung und zeitliche

01:53:14.191 --> 01:53:16.667
Dynamik begrenzen die mögliche Beschleunigung.

01:53:16.667 --> 01:53:20.171
Auch ein theoretisch erreichbarer Radius kann angesichts der vorhandenen

01:53:20.171 --> 01:53:21.193
Höhe ungeeignet sein.

01:53:21.193 --> 01:53:24.382
Eine Rechnung ohne diese Begrenzungen würde eine mathematische Kurve mit

01:53:24.382 --> 01:53:26.951
einer tatsächlich durchführbaren Flugbewegung verwechseln.

01:53:26.951 --> 01:53:30.078
Ein schiebender oder rollender Zustand enthält weitere Kopplungen.

01:53:30.078 --> 01:53:33.130
Die Flügelbelastung verteilt sich nicht zwangsläufig wie in einer

01:53:33.130 --> 01:53:34.633
stationären koordinierten Kurve.

01:53:34.633 --> 01:53:37.898
Gleichzeitig können Mach- oder Konfigurationsgrenzen näher kommen.

01:53:37.898 --> 01:53:41.182
Ein allgemeines Lehrmodell stellt daher keine bestimmte Reihenfolge von

01:53:41.182 --> 01:53:42.986
Steuer- und Leistungsänderungen bereit.

01:53:42.986 --> 01:53:46.571
Die konkrete Bewältigung solcher Zustände wird anhand der dafür vorgesehenen

01:53:46.571 --> 01:53:49.119
Musterverfahren und qualifizierten Ausbildung gelernt.

01:53:49.119 --> 01:53:52.781
Für theoretische Aufgaben werden zunächst die Hinweise für anliegende oder

01:53:52.781 --> 01:53:54.315
abgelöste Strömung ausgewertet.

01:53:54.315 --> 01:53:57.498
Anschließend folgen Energieentwicklung und mögliche Lastgrenzen.

01:53:57.498 --> 01:54:00.810
Erst diese Reihenfolge verhindert die Verwechslung von Steilspirale und

01:54:00.810 --> 01:54:02.816
Trudeln allein aufgrund großer Querneigung.

01:54:02.816 --> 01:54:06.396
Das Ergebnis ist eine begründete Zustandsbeschreibung: welche Größe wächst,

01:54:06.396 --> 01:54:09.738
welche Grenze näher kommt und welche physikalischen Anforderungen eine

01:54:09.738 --> 01:54:12.411
geeignete mustergebundene Reaktion berücksichtigen muss.

01:54:12.411 --> 01:54:16.165
Wir verbinden Auftrieb, Konfiguration und Last in einem vollständigen

01:54:16.165 --> 01:54:16.926
fiktiven Fall.

01:54:16.926 --> 01:54:20.638
Das Gewicht betrage hundertzwanzigtausend Newton, die Bezugsfläche dreißig

01:54:20.638 --> 01:54:23.498
Quadratmeter und die Dichte ein Kilogramm pro Kubikmeter.

01:54:23.498 --> 01:54:27.369
Bei hundert Metern pro Sekunde ist der dynamische Druck eine Hälfte mal eins

01:54:27.369 --> 01:54:29.458
mal zehntausend, also fünftausend Pascal.

01:54:29.458 --> 01:54:32.331
Druck mal Fläche ergibt hundertfünfzigtausend Newton.

01:54:32.331 --> 01:54:35.519
Für den geradlinigen Horizontalflug wird deshalb ein Beiwert von

01:54:35.519 --> 01:54:39.106
hundertzwanzigtausend geteilt durch hundertfünfzigtausend benötigt, also

01:54:39.106 --> 01:54:39.903
null Komma acht.

01:54:39.903 --> 01:54:43.807
Die saubere Konfiguration habe einen maximalen Beiwert von eins Komma vier.

01:54:43.807 --> 01:54:47.184
Die gewählte Hochauftriebskonfiguration erreiche eins Komma neun.

01:54:47.184 --> 01:54:50.311
Beide Grenzen liegen zunächst über dem Bedarf von null Komma acht.

01:54:50.311 --> 01:54:53.839
Das beweist nur, dass dieser vereinfachte Auftriebsbedarf unter den

01:54:53.839 --> 01:54:55.051
genannten Maxima liegt.

01:54:55.051 --> 01:54:59.391
Welche Konfiguration günstiger für Widerstand, Moment und Leistung ist, wäre

01:54:59.391 --> 01:55:00.590
eine weitere Aufgabe.

01:55:00.590 --> 01:55:04.286
Der größere Maximalwert allein entscheidet nicht die gesamte Optimierung.

01:55:04.286 --> 01:55:07.626
Nun verringern wir im Modell die Geschwindigkeit auf siebzig Meter pro

01:55:07.626 --> 01:55:08.008
Sekunde.

01:55:08.008 --> 01:55:10.717
Siebzig zum Quadrat sind viertausendneunhundert.

01:55:10.717 --> 01:55:14.150
Der dynamische Druck beträgt zweitausendvierhundertfünfzig Pascal.

01:55:14.150 --> 01:55:16.827
Mit dreißig Quadratmetern entsteht das Bezugsprodukt

01:55:16.827 --> 01:55:18.886
dreiundsiebzigtausendfünfhundert Newton.

01:55:18.886 --> 01:55:21.951
Der benötigte Beiwert beträgt etwa eins Komma sechs drei.

01:55:21.951 --> 01:55:25.289
Die saubere Grenze von eins Komma vier reicht nicht, die angenommene

01:55:25.289 --> 01:55:27.940
Hochauftriebsgrenze von eins Komma neun liegt darüber.

01:55:27.940 --> 01:55:31.362
Die Konfigurationsänderung macht damit einen konkreten Unterschied im

01:55:31.362 --> 01:55:32.403
verfügbaren Auftrieb.

01:55:32.403 --> 01:55:35.698
Die Lernfrage lautet: Kann bei siebzig Metern pro Sekunde nun jede

01:55:35.698 --> 01:55:38.044
koordinierte gleich hohe Kurve geflogen werden?

01:55:38.044 --> 01:55:38.852
Nein.

01:55:38.852 --> 01:55:42.570
Bei fünfundvierzig Grad Querneigung beträgt das Lastvielfache ungefähr eins

01:55:42.570 --> 01:55:43.611
Komma vier eins vier.

01:55:43.611 --> 01:55:47.213
Der benötigte Beiwert steigt von etwa eins Komma sechs drei auf ungefähr

01:55:47.213 --> 01:55:48.264
zwei Komma drei eins.

01:55:48.264 --> 01:55:51.644
Dieser Wert liegt auch oberhalb der angenommenen Hochauftriebsgrenze.

01:55:51.644 --> 01:55:55.062
Der geradlinig mögliche Modellzustand besitzt somit keine ausreichende

01:55:55.062 --> 01:55:57.650
Reserve für genau diese zusätzliche Kraftanforderung.

01:55:57.650 --> 01:56:00.955
Wir berechnen zur Kontrolle die entsprechende Überziehgeschwindigkeit bei

01:56:00.955 --> 01:56:02.313
einem Lastvielfachen von eins.

01:56:02.313 --> 01:56:06.003
Zwei mal Gewicht geteilt durch Dichte, Fläche und maximalen Beiwert ergibt

01:56:06.003 --> 01:56:09.743
im sauberen Zustand zweihundertvierzigtausend geteilt durch zweiundvierzig.

01:56:09.743 --> 01:56:13.414
Die Wurzel daraus beträgt ungefähr fünfundsiebzig Komma sechs Meter pro

01:56:13.414 --> 01:56:13.828
Sekunde.

01:56:13.828 --> 01:56:17.547
In der Hochauftriebskonfiguration wird durch siebenundfünfzig geteilt; die

01:56:17.547 --> 01:56:20.712
Wurzel ergibt etwa vierundsechzig Komma neun Meter pro Sekunde.

01:56:20.712 --> 01:56:24.024
Für die gleich hohe Fünfundvierziggradkurve wird der zweite Wert mit der

01:56:24.024 --> 01:56:26.369
Wurzel aus eins Komma vier eins vier multipliziert.

01:56:26.369 --> 01:56:29.901
Das ergibt ungefähr siebenundsiebzig Komma zwei Meter pro Sekunde.

01:56:29.901 --> 01:56:32.917
Siebzig liegt darunter, was dieselbe Schlussfolgerung wie die

01:56:32.917 --> 01:56:34.104
Beiwertrechnung liefert.

01:56:34.104 --> 01:56:37.379
Zwei unterschiedliche Rechenwege bestätigen damit den Zusammenhang.

01:56:37.379 --> 01:56:41.022
Die Ergebnisse bleiben idealisierte Grenzwerte ohne reale Zuschläge,

01:56:41.022 --> 01:56:43.112
Warnschwellen oder Verfahrensfreigaben.

01:56:43.112 --> 01:56:46.605
Zum vollständigen Verständnis werden abschließend die ausgelassenen Fragen

01:56:46.605 --> 01:56:46.982
benannt.

01:56:46.982 --> 01:56:50.838
Widerstand und verfügbare Leistung bestimmen, ob der Flugzustand dauerhaft

01:56:50.838 --> 01:56:51.932
gehalten werden kann.

01:56:51.932 --> 01:56:54.815
Trimmung und Schwerpunkt bestimmen zusätzliche Momenten- und

01:56:54.815 --> 01:56:55.776
Steueranforderungen.

01:56:55.776 --> 01:56:59.139
Oberflächenzustand und Machzahl können die angenommene Auftriebskurve

01:56:59.139 --> 01:56:59.627
verändern.

01:56:59.627 --> 01:57:03.032
Eine gute Lösung nennt daher das berechnete Ergebnis präzise: Unter den

01:57:03.032 --> 01:57:06.582
gegebenen Auftriebsannahmen reicht eine Konfiguration für den geradlinigen

01:57:06.582 --> 01:57:09.603
Fall, aber nicht für die zusätzlich geforderte Kurvenbelastung.

01:57:09.603 --> 01:57:12.773
Unser letzter fiktiver Fall beginnt mit einer wahren Geschwindigkeit von

01:57:12.773 --> 01:57:15.591
zweihundertvierunddreißig Metern pro Sekunde und einer örtlichen

01:57:15.591 --> 01:57:18.100
Schallgeschwindigkeit von dreihundert Metern pro Sekunde.

01:57:18.100 --> 01:57:21.861
Die Machzahl ist zweihundertvierunddreißig geteilt durch dreihundert, also

01:57:21.861 --> 01:57:23.031
null Komma sieben acht.

01:57:23.031 --> 01:57:26.201
Für diesen Zustand sei ein Auftriebsbeiwert von null Komma sechs

01:57:26.201 --> 01:57:26.845
erforderlich.

01:57:26.845 --> 01:57:30.156
Eine ausdrücklich vorgegebene Modellbuffetgrenze liege unter genau diesen

01:57:30.156 --> 01:57:31.607
Bedingungen bei null Komma acht.

01:57:31.607 --> 01:57:34.692
Die Aufgabe enthält keine realen Verkehrsflugzeugdaten.

01:57:34.692 --> 01:57:38.353
Zuerst prüfen wir eine gleich hohe koordinierte Kurve mit fünfundvierzig

01:57:38.353 --> 01:57:39.217
Grad Querneigung.

01:57:39.217 --> 01:57:42.367
Das Lastvielfache beträgt ungefähr eins Komma vier eins vier.

01:57:42.367 --> 01:57:45.857
Der erforderliche Beiwert wird null Komma sechs mal eins Komma vier eins

01:57:45.857 --> 01:57:47.892
vier, also etwa null Komma acht vier acht.

01:57:47.892 --> 01:57:51.032
Dieser Bedarf liegt über der gegebenen Grenze von null Komma acht.

01:57:51.032 --> 01:57:54.656
Die unveränderte Machzahl beweist deshalb keine ausreichende Buffetreserve

01:57:54.656 --> 01:57:55.439
für das Manöver.

01:57:55.439 --> 01:57:58.876
Geradeausreserve und Manöverreserve sind verschiedene Aussagen.

01:57:58.876 --> 01:58:02.008
Nun betrachten wir unabhängig davon kältere Luft mit einer örtlichen

01:58:02.008 --> 01:58:04.957
Schallgeschwindigkeit von zweihundertneunzig Metern pro Sekunde.

01:58:04.957 --> 01:58:08.353
Die wahre Geschwindigkeit bleibe zunächst zweihundertvierunddreißig.

01:58:08.353 --> 01:58:11.835
Ihre Division durch zweihundertneunzig ergibt ungefähr Mach null Komma acht

01:58:11.835 --> 01:58:12.392
null sieben.

01:58:12.392 --> 01:58:15.796
Eine fiktive maximale Betriebsmachzahl von null Komma acht wäre damit

01:58:15.796 --> 01:58:16.486
überschritten.

01:58:16.486 --> 01:58:19.625
Die wahre Geschwindigkeit hat sich nicht geändert; das Verhältnis zur

01:58:19.625 --> 01:58:21.945
örtlichen Schallgeschwindigkeit hat sich verändert.

01:58:21.945 --> 01:58:25.291
Die Lernfrage lautet: Welche wahre Geschwindigkeit entspricht in dieser

01:58:25.291 --> 01:58:27.599
kälteren Luft wieder Mach null Komma sieben acht?

01:58:27.599 --> 01:58:30.125
Zweihundertneunzig mal null Komma sieben acht ergibt

01:58:30.125 --> 01:58:32.845
zweihundertsechsundzwanzig Komma zwei Meter pro Sekunde.

01:58:32.845 --> 01:58:34.772
Das ist eine reine Machumrechnung.

01:58:34.772 --> 01:58:38.525
Ob dieser neue Zustand genügend Auftriebsreserve besitzt, muss gesondert

01:58:38.525 --> 01:58:39.307
geprüft werden.

01:58:39.307 --> 01:58:43.033
Eine passende Machzahl beantwortet noch nicht die gesamte aerodynamische und

01:58:43.033 --> 01:58:44.063
energetische Aufgabe.

01:58:44.063 --> 01:58:47.274
Wir isolieren zur Anschauung den Geschwindigkeitseinfluss und halten die

01:58:47.274 --> 01:58:48.746
Dichte im Rechenvergleich gleich.

01:58:48.746 --> 01:58:52.068
Das Verhältnis der neuen zur alten Geschwindigkeit beträgt ungefähr null

01:58:52.068 --> 01:58:53.176
Komma neun sechs sieben.

01:58:53.176 --> 01:58:55.925
Das Quadrat beträgt etwa null Komma neun drei vier.

01:58:55.925 --> 01:58:59.440
Der dynamische Druck wäre damit um rund sechs Komma sechs Prozent kleiner.

01:58:59.440 --> 01:59:02.750
Für dieselbe Auftriebskraft steigt der Beiwertbedarf von null Komma sechs

01:59:02.750 --> 01:59:04.564
auf ungefähr null Komma sechs vier zwei.

01:59:04.564 --> 01:59:07.749
Die langsamere wahre Geschwindigkeit vermindert in diesem isolierten

01:59:07.749 --> 01:59:10.372
Vergleich den Machwert, erhöht aber den nötigen Beiwert.

01:59:10.372 --> 01:59:13.633
Die vorherige Buffetgrenze darf nicht ungeprüft auf neue Bedingungen

01:59:13.633 --> 01:59:14.497
übertragen werden.

01:59:14.497 --> 01:59:17.713
In einer realen Höhenänderung kann sich außerdem die Dichte ändern.

01:59:17.713 --> 01:59:21.660
Für die vollständige Beurteilung werden die zur neuen Masse, Höhe, Machzahl

01:59:21.660 --> 01:59:23.765
und Belastung gehörenden Daten benötigt.

01:59:23.765 --> 01:59:27.294
Verfügbare Schubreserve und Widerstand bestimmen zusätzlich, wie schnell

01:59:27.294 --> 01:59:29.451
eine gewünschte Energieänderung möglich ist.

01:59:29.451 --> 01:59:33.002
Fehlende Daten werden nicht durch eine ausgedachte universelle Grenzkurve

01:59:33.002 --> 01:59:33.391
ersetzt.

01:59:33.391 --> 01:59:36.759
Damit ist der Rechenfall vollständig beantwortet: Die Kurve überschreitet

01:59:36.759 --> 01:59:40.126
die zunächst gegebene Modellreserve; die kältere Luft erhöht bei gleicher

01:59:40.126 --> 01:59:43.355
wahrer Geschwindigkeit die Machzahl; und die neue Machzuordnung allein

01:59:43.355 --> 01:59:45.385
liefert keine vollständige Betriebsfreigabe.

01:59:45.385 --> 01:59:50.058
Die durchgehende Methode bleibt Referenz, Kräfte, Momente, Strömungszustand

01:59:50.058 --> 01:59:50.806
und Energie.

01:59:50.806 --> 01:59:54.462
Wer diese Größen zusammenführt, kann auch umfangreiche ATPL-Aufgaben

01:59:54.462 --> 01:59:58.548
schrittweise erklären, ohne ähnlich aussehende Anzeigen, Winkel oder Grenzen

01:59:58.548 --> 02:00:00.000
miteinander zu verwechseln.