Richtig: C)
Erklärung: Die Standard-Erdbeschleunigung an der Erdoberfläche beträgt 9,81 m/s² (ISA-Wert). Dieser Wert ist grundlegend für die Luftfahrt: Er dient zur Berechnung des Gewichts (W = m × g), des Lastfaktors und kommt in allen Leistungsformeln vor. 1013,25 hPa ist der Standarddruck auf Meeresniveau, und 15°C/100 m ist kein korrekter Gradient (der Standardgradient beträgt 0,65°C/100 m).
Richtig: D)
Erklärung: Die zulässige Klappenstellung während eines Seitenschlipfs ist immer im Flughandbuch (AFM/POH) des Flugzeugs angegeben. Einige Segelflugzeuge verbieten ausgefahrene Klappen im Schlipf, da die Kombination aus Klappen und ausgeschlagenem Seitenruder gefährliche aerodynamische Koppelungen erzeugen oder Strukturgrenzen überschreiten kann. Andere erlauben bestimmte Konfigurationen. Die einzig richtige Antwort ist daher, das AFM zu konsultieren.
Richtig: B)
Erklärung: Dynamische Stabilität beschreibt das Verhalten eines Flugzeugs über die Zeit nach einer Störung. Ein dynamisch stabiles Flugzeug kehrt nach einer Störung automatisch in sein ursprüngliches Gleichgewicht (Trimmzustand) zurück — die Schwingungen klingen progressiv ab. Antwort A beschreibt eine sogenannte „neutrale oder konvergente Stabilität zu einem neuen Gleichgewicht", was etwas anderes ist. Statische Stabilität (die unmittelbare Rückkehrtendenz) ist eine notwendige, aber nicht hinreichende Bedingung für dynamische Stabilität.
Richtig: D)
Erklärung: Die Manövriergeschwindigkeit VA (oder Turbulenz-Durchfluggeschwindigkeit) ist die Höchstgeschwindigkeit, bei der volle Ruderausschläge oder schwere Windböen die Strukturlastgrenze nicht überschreiten. Unterhalb von VA wird der Flügel überziehen, bevor die Strukturlastgrenze erreicht wird, und schützt so die Struktur. Bei starker Turbulenz muss die Geschwindigkeit unter V_A reduziert werden, um Strukturschäden durch dynamische Böenlasten zu vermeiden.
Richtig: C)
Erklärung: In der ICAO-Standardatmosphäre (ISA) sinkt die Temperatur um 0,65°C pro 100 m Höhe in der Troposphäre (oder gleichwertig: 2°C pro 1000 ft bzw. 6,5°C/1000 m). Antwort B (0,65°C/1000 ft) ist falsch, da die Einheit nicht stimmt — das wäre ein viel zu kleiner Gradient. Antwort C ist die einzig richtige: 0,65°C pro 100 m Höhe.
Richtig: A)
Erklärung: Der atmosphärische Druck nimmt mit der Höhe annähernd exponentiell ab. In der ICAO-Standardatmosphäre beträgt der Druck etwa die Hälfte des Meeresspiegeldrucks (1013,25 hPa → ~506 hPa) in einer Höhe von etwa 5.500 m (18.000 ft). Dieser Wert ist wichtig für die Höhenphysiologie (Sauerstoffbedarf) und für Leistungsberechnungen mit der Dichtehöhe.
Richtig: C)
Erklärung: Die Dichtehöhe ist die Höhe, in der sich das Flugzeug in der ISA-Standardatmosphäre befände, wenn die Luftdichte der tatsächlichen Dichte entspräche. Sie wird aus der Druckhöhe (Höhenmesser auf 1013,25 hPa eingestellt) berechnet und um die Temperaturabweichung von der ISA korrigiert. Eine höhere Temperatur als die ISA ergibt eine Dichtehöhe über der Druckhöhe, was die Flugleistung verschlechtert. Antwort A beschreibt die Druckhöhe, nicht die Dichtehöhe.
Richtig: D)
Erklärung: Die Kontinuitätsgleichung besagt, dass für ein inkompressibles Fluid der Volumenstrom Q = S × V entlang eines Stromröhre konstant ist. Wenn der Querschnitt S abnimmt, muss die Geschwindigkeit V proportional zunehmen, um Q konstant zu halten. Dieses Prinzip erklärt in Kombination mit dem Bernoulli-Theorem, warum die Luft über die gewölbte Oberseite eines Profils beschleunigt und dort einen Unterdruckbereich erzeugt, der Auftrieb generiert.
Richtig: A)
Erklärung: Sowohl Auftrieb als auch Widerstand sind proportional zum dynamischen Druck q = 0,5 × ρ × V². Wenn die Luftdichte ρ abnimmt (in der Höhe oder bei hohen Temperaturen), sinkt q für eine gegebene Geschwindigkeit, was sowohl Auftrieb als auch Widerstand verringert. Deshalb verschlechtern sich die Flugleistungen in großer Höhe oder bei großer Hitze: Das Flugzeug muss schneller fliegen (höhere TAS), um den gleichen Auftrieb zu erzeugen, während der Gesamtluftwiderstand bei konstanter angezeigter Geschwindigkeit abnimmt.
Richtig: D)
Erklärung: Der Neutralpunkt (auf Profilebene auch aerodynamisches Zentrum genannt, aber „Neutralpunkt" für das Gesamtflugzeug) ist der Punkt, um den das Nickmoment unabhängig von Anstellwinkeländerungen konstant bleibt. Für ein stabiles Flugzeug muss der Schwerpunkt vor dem Neutralpunkt liegen — der Abstand Schwerpunkt-Neutralpunkt bildet die statische Stabilitätsmarge. Hinweis: Für ein einzelnes Profil entspricht dieser Punkt dem aerodynamischen Zentrum (bei etwa 25 % der Profiltiefe); für das Gesamtflugzeug berücksichtigt der Neutralpunkt den Beitrag des Höhenleitwerks.
Richtig: D)
Erklärung: Der Einstellwinkel ist der feste, bei der Konstruktion festgelegte Winkel zwischen der Profilsehne und der Längsachse des Rumpfes. Er ändert sich im Flug nicht. Er darf nicht mit dem Anstellwinkel verwechselt werden, der der Winkel zwischen der Profilsehne und der Richtung des relativen Winds ist (und der sich im Flug mit Fluglage und Geschwindigkeit ändert). Der Einstellwinkel wird vom Hersteller so gewählt, dass der Flügel im Reiseflug den nötigen Auftrieb bei einer aerodynamisch günstigen Rumpflage erzeugt.
Richtig: D)
Erklärung: Der Umschlagpunkt ist genau die Stelle am Profil, an der die Grenzschicht von einem laminaren Regime (geordnete Strömung in parallelen Schichten) in ein turbulentes Regime (ungeordnete Strömung mit Quervermischung) übergeht. Dieser Übergang ist in Strömungsrichtung irreversibel: Der Wechsel geht von laminar zu turbulent, niemals umgekehrt. Die Position des Umschlagpunkts hängt von der Reynoldszahl, dem Druckgradienten und der Oberflächenrauheit ab — ein günstiger Druckgradient (Beschleunigung) erhält die laminare Strömung aufrecht, während ein ungünstiger Gradient (Verzögerung) den Umschlag auslöst.
Richtig: C)
Erklärung: Flügelschränkung (geometrisch oder aerodynamisch) variiert den Einstellwinkel oder die aerodynamischen Eigenschaften entlang der Spannweite, sodass der Strömungsabriss nicht gleichzeitig über den gesamten Flügel eintritt. Die Wurzel (höherer Einstellwinkel) erreicht den kritischen Winkel zuerst und reißt progressiv ab, während die äußeren Abschnitte noch anliegend bleiben. Dieser progressive (statt gleichzeitige) Strömungsabriss verbessert die Sicherheit beim Überziehen und erhält die Rollsteuerung über die Querruder. Der Einfluss auf das negative Wendemoment (A) ist indirekt und marginal.
Richtig: D)
Erklärung: Formwiderstand (Druckwiderstand) wird durch die Druckdifferenz zwischen Vorder- und Rückseite eines Körpers verursacht, die auf Grenzschichtablösung und Wirbelbildung im Nachlauf zurückzuführen ist. Je intensiver die Wirbelbildung (unverkleideter Körper, stumpfe Hinterkante), desto höher der Formwiderstand. Deshalb haben stromlinienförmige Profile einen viel geringeren Formwiderstand als eine ebene Platte oder eine Kugel — ihre progressiv konvergierende Form ermöglicht der Strömung, länger angelegt zu bleiben, und reduziert den turbulenten Nachlauf.
Richtig: C)
Erklärung: Der Widerstand einer flachen Scheibe (nicht stromlinienförmiger Körper) ist Druckwiderstand: Er hängt hauptsächlich von der Stirnfläche S ab, die senkrecht zur Strömung steht, und vom dynamischen Druck q = 0,5 × ρ × V². Die Formel lautet D = CD × q × S. Die Materialfestigkeit, die Eigendichte der Scheibe oder ihr Gewicht beeinflussen den aerodynamischen Widerstand nicht — es handelt sich rein um eine Funktion von Form, projizierter Fläche und Strömungsbedingungen.
Geschwindigkeitspolare:
] A = Tangente vom Ursprung → beste Gleitgeschwindigkeit (bestes L/D, bester Gleitwinkel) B = Tangente von einem nach rechts verschobenen Punkt auf der V-Achse → bester Gleitwinkel bei Gegenwind C = Tangente von einem Punkt oberhalb des Ursprungs auf der W-Achse (McCready) → optimale Vorfluggeschwindigkeit; berührt die Polare im Punkt des minimalen Sinkens D = Horizontale Linie auf Höhe des minimalen Sinkens → zeigt die Geschwindigkeit des geringsten Sinkens an (Vmin Sinken)
Richtig: D)
Erklärung: Auf der Geschwindigkeitspolaren (Kurve, die die Sinkrate W als Funktion der Horizontalgeschwindigkeit V zeigt) entspricht der Punkt des minimalen Sinkens dem tiefsten Punkt der Kurve (dem kleinsten W-Wert im Betrag). Die Tangente an diesem Punkt ist eine horizontale Tangente — dies ist die Tangente (C) im Diagramm. Dieser Punkt entspricht der Geschwindigkeit des geringsten Sinkens, die zum Maximieren der Flugdauer oder zur Thermikausnutzung verwendet wird. Die vom Ursprung an die Polare gezogene Tangente (Tangente B) ergibt die Geschwindigkeit für das beste L/D-Verhältnis (beste Gleitzahl).
Richtig: C)
Erklärung: Der induzierte Widerstand ist proportional zu CL²: Dinduziert = CL² / (π × AR × e) × q × S. Bei zunehmendem Anstellwinkel steigt CL, und damit steigt CL², was den induzierten Widerstand wachsen lässt. Im Horizontalflug bei konstanter Geschwindigkeit entspricht eine Erhöhung des Anstellwinkels einer geringeren Geschwindigkeit, was den induzierten Widerstand weiter erhöht (Dinduziert ∝ 1/V²). Bei Geschwindigkeitserhöhung (D) sinkt CL im Horizontalflug und der induzierte Widerstand nimmt ab. Der schädliche Widerstand (A) variiert unabhängig vom induzierten Widerstand.
Richtig: C)
Erklärung: Im Horizontalkurvenflug mit Querneigungswinkel φ beträgt der Lastfaktor n = 1/cos(φ). Bei 45° Querneigung ist n = 1/cos(45°) = 1/0,707 ≈ 1,41. Die Überziehgeschwindigkeit in der Kurve ist Vs_Kurve = Vs × √n = Vs × √1,41 ≈ Vs × 1,19. Folglich steigt die Mindestgeschwindigkeit um etwa 19 % gegenüber dem Geradeaus-Horizontalflug. Diese Zunahme der Überziehgeschwindigkeit im Kurvenflug ist ein grundlegendes Sicherheitskonzept — enge Kurven in Bodennähe (etwa im Endanflug) sind besonders gefährlich, da der Abstand zur Überziehgeschwindigkeit verringert ist.
Richtig: D)
Erklärung: Das negative Wendemoment wird durch die Widerstandsasymmetrie der beiden Querruder beim Kurveneinleiten verursacht. Das Querruder am steigenden Flügel (nach unten ausgeschlagen) erhöht den lokalen Anstellwinkel und erzeugt mehr Auftrieb, aber auch mehr induzierten Widerstand. Dieser zusätzliche Widerstand auf der steigenden Seite erzeugt ein Giermoment zur steigenden Seite hin — also in die Richtung entgegengesetzt zur Kurve (daher „negatives Wendemoment"). Differenzialquerruder und Spoiler-Bremsklappen sind technische Lösungen zur Abschwächung dieses Effekts.
Richtig: D)
Erklärung: Die wahre Fluggeschwindigkeit (TAS) wird aus der angezeigten Geschwindigkeit (IAS) durch zwei aufeinanderfolgende Korrekturen ermittelt: zunächst die Positions- und Instrumentenfehler (ergibt die kalibrierte Geschwindigkeit, CAS), dann die Dichtekorrektur (berücksichtigt den Unterschied zwischen tatsächlicher Luftdichte und Standard-Meereshöhendichte). Die TAS ist somit die tatsächliche Geschwindigkeit des Flugzeugs durch die Luftmasse. In großer Höhe ist die TAS deutlich höher als die IAS, da die Luftdichte geringer ist.
Richtig: C)
Erklärung: Der Geschwindigkeitsbereich für Spaltklappen ist im Flughandbuch (AFM) angegeben und normalerweise am Fahrtmesser dargestellt (weißer oder hellgrüner Bogen). Er variiert je nach Segelflugzeugtyp.
Richtig: A)
Erklärung: Randwirbel (induzierte Wirbel) entstehen durch Druckausgleich von der Unterseite (Hochdruck) zur Oberseite (Niederdruck) an der Flügelspitze. Dieses Phänomen erzeugt den induzierten Widerstand.
Richtig: A)
Erklärung: Der Anstellwinkel ist der Winkel zwischen der Profilsehne und der allgemeinen Strömungsrichtung (Richtung des relativen Winds). Es ist weder der Winkel zum Horizont noch zur Längsachse.
Richtig: D)
Erklärung: Der Druck in der ICAO-Standardatmosphäre auf Meeresniveau beträgt 1013,25 hPa (Millibar) = 29,92 Zoll Quecksilbersäule (inHg). 29,92 hPa ist falsch.
]
- A) Die Luftmasse strömt durch einen größeren Querschnitt mit höherer Geschwindigkeit
- B) Die Luftmasse strömt durch einen kleineren Querschnitt mit niedrigerer Geschwindigkeit
- C) Die Geschwindigkeit der Luftmasse ändert sich nicht
- D) Die Luftmasse strömt durch einen größeren Querschnitt mit niedrigerer Geschwindigkeit
Richtig: B)
Erklärung: Die mittlere Wölbungslinie ist die Linie, die von der Unter- und Oberfläche gleich weit entfernt ist. In der Abbildung wird sie durch die Linie B dargestellt.
Richtig: A)
Erklärung: In einem koordinierten Kurvenflug ohne Höhenverlust ist Höhenruderzug notwendig, um den Auftrieb zu erhöhen und die Zentrifugalkraft auszugleichen (Lastfaktor > 1). Der Auftrieb muss sowohl die Schwerkraft als auch die Zentrifugalkraft kompensieren.
Richtig: B)
Erklärung: Ein Strömungsabriss tritt bei einem kritischen Anstellwinkel (Überziehwinkel) ein, unabhängig von der Geschwindigkeit. Bei diesem Winkel verursacht die Strömungsablösung auf der Oberseite einen plötzlichen Auftriebsverlust.
Richtig: B)
Erklärung: Die Strömungsablösung tritt bei einem bestimmten Anstellwinkel (kritischer Winkel) ein, der für jedes Profil spezifisch ist. Sie hängt nicht von der Nasenstellung relativ zum Horizont ab.
Richtig: C)
Erklärung: Die Standard-Erdbeschleunigung an der Erdoberfläche beträgt 9,81 m/s². Dies ist der ISA-Wert, der in allen Leistungsberechnungen verwendet wird.
Richtig: B)
Erklärung: Die Fahrtmesseranzeige basiert auf der Differenz zwischen statischem Druck und Gesamtdruck (dynamischer Druck). Der ASI misst diese Differenz über das Pitot-Rohr und die statische Druckentnahme.
Richtig: C)
Erklärung: Höhen- und Seitenleitwerk dienen hauptsächlich der Stabilisierung des Flugzeugs im Flug (Längs- und Richtungsstabilität). Ohne sie wäre das Flugzeug instabil.
Richtig: D)
Erklärung: Beim Ausfahren von Spaltklappen tritt die Strömungsablösung bei einer niedrigeren Geschwindigkeit auf, da die Klappen den maximalen Auftriebsbeiwert (CL max) erhöhen. Die Überziehgeschwindigkeit sinkt.
Richtig: D)
Erklärung: Das aerodynamische Zentrum ist der Angriffspunkt der Resultierenden der aerodynamischen Kräfte auf einem Profil. Es unterscheidet sich vom Druckpunkt (der sich bewegt) und vom Schwerpunkt.
Richtig: C)
Erklärung: Drücke werden in Bar, psi (Pfund pro Quadratzoll) und Pa (Pascal) ausgedrückt. g ist eine Beschleunigung, kein Druck. Alpha (a) ist keine Druckeinheit.
Richtig: B)
Erklärung: Die TAS (True Air Speed) ist die Geschwindigkeit des Flugzeugs relativ zur umgebenden Luftmasse. Sie ist die tatsächliche Geschwindigkeit durch die Luft, korrigiert um die atmosphärische Dichte.
Richtig: C)
Erklärung: Die Gierstabilität wird durch die Seitenflosse (Seitenleitwerk/Seitenruder) gewährleistet. Die Flügelpfeilung trägt zur Rollstabilität bei, nicht zur Gierstabilität.
]
- A) Fowler-Klappe
- B) Spaltklappe (Split Flap)
- C) Spaltflügelklappe (Slotted Flap)
- D) Einfachklappe (Plain Flap)
Richtig: C)
Erklärung: Die abgebildete Klappe, die sich mit einem Spalt vom Flügel erstreckt, ist eine Spaltflügelklappe (Slotted Flap). Der Spalt leitet Luft von der Unterseite zur Oberseite und verzögert die Ablösung.
Richtig: C)
Erklärung: Das Risiko eines Strömungsabrisses/einer Ablösung besteht hauptsächlich bei einem abrupten Abfangen nach einem Sturzflug, da der Anstellwinkel sehr schnell zunimmt und den kritischen Winkel überschreiten kann, bevor der Pilot reagieren kann.
Richtig: C)
Erklärung: Der aerodynamische Widerstand hängt insbesondere von der Luftdichte (ρ) ab, da F_D = Cd × 0,5 × ρ × v² × A. Die Eigendichte des Körpers, seine chemische Zusammensetzung und seine Masse beeinflussen den aerodynamischen Widerstand nicht direkt.
]
- A) M
- B) K
- C) H
- D) A
Richtig: C)
Erklärung: Die Profilsehne ist die gerade Linie, die die Vorderkante mit der Hinterkante verbindet. In der Abbildung wird sie durch H dargestellt.
Richtig: A)
Erklärung: Der Anstellwinkel (AoA) ist definiert als der Winkel zwischen der Profilsehne und der Richtung der ungestörten relativen Anströmung, was A korrekt macht. Option B ist falsch, da die Längsachse eine Strukturreferenz ist, keine aerodynamische; der AoA wird von der Profilsehne gemessen. Option C verwechselt den AoA mit der Nickfluglage, die die Längsachse zum Horizont in Beziehung setzt. Option D ist unsinnig — der AoA ist eine geometrische und aerodynamische Eigenschaft, die völlig unabhängig vom Pilotengewicht ist.
Richtig: C)
Erklärung: Bei konstanter Stirnfläche und Geschwindigkeit ist die verbleibende Variable in der Widerstandsgleichung D = CD × 0,5 × rho × V² × S der Widerstandsbeiwert CD, der ausschließlich durch die Form des Körpers bestimmt wird. Eine stromlinienförmige Form erzeugt weitaus weniger Widerstand als eine stumpfe. Die Optionen A und B sind falsch, da Gewicht und Materialdichte keinen direkten aerodynamischen Einfluss haben — der Widerstand hängt von der äußeren Geometrie ab, nicht von der inneren Massenverteilung. Option D ist falsch, da der Schwerpunkt die Stabilität beeinflusst, nicht den Widerstandsbeiwert.
Richtig: C)
Erklärung: Der induzierte Widerstand entsteht durch die Druckdifferenz zwischen Unterseite (Hochdruck) und Oberseite (Niederdruck) des Flügels. An den Flügelspitzen strömt Luft von der Hochdruck-Unterseite um die Spitze zur Niederdruck-Oberseite und bildet Nachlaufwirbel, die den Auftriebsvektor nach hinten neigen und induzierten Widerstand erzeugen. Option D kehrt die Strömungsrichtung um — Luft bewegt sich von hohem zu niedrigem Druck, nicht umgekehrt. Option A beschreibt den Interferenzwiderstand an der Flügelwurzel, und Option B ist zu allgemein.
Richtig: C)
Erklärung: Die ICAO-Standardatmosphäre definiert den Meeresspiegeldruck mit genau 1013,25 hPa (Hektopascal). Option A gibt 29,92 an, was dem Äquivalent in Zoll Quecksilbersäule (inHg) entspricht, nicht in hPa — 29,92 hPa wäre ein absurd niedriger Druck. Option B (1012,35 hPa) ist schlichtweg falsch. Option D ist falsch, da die ISA ein standardisiertes Modell ist, das nicht mit dem Breitengrad variiert, auch wenn der reale atmosphärische Druck dies tut.
]
- A) H
- B) B
- C) G + J
- D) A
Richtig: B)
Erklärung: Die mittlere Wölbungslinie ist der geometrische Ort der Punkte, die von der Ober- und Unterseite des Profils gleich weit entfernt sind, und stellt die Krümmung des Profils dar. In diesem Diagramm entspricht die Linie B dieser gekrümmten Bezugslinie. Die Optionen A, C und D stellen andere Profilmerkmale wie Profilsehne, Dickenverteilung oder Oberflächenkonturen dar, nicht die mittlere Wölbungslinie.
Richtig: D)
Erklärung: In einer geneigten Kurve bei konstanter Höhe übersteigt der Lastfaktor den Wert 1, da der Auftrieb sowohl das Gewicht des Flugzeugs tragen als auch die Zentripetalkraft für den Kurvenflugpfad bereitstellen muss. Höhenruderzug erhöht den Anstellwinkel und damit den Gesamtauftrieb, um diese Anforderung zu erfüllen. Option A ist falsch, da Schieben mit dem Seitenruder korrigiert wird, nicht mit dem Höhenruder. Option B ist falsch — der Zweck ist nicht das Verlangsamen. Option C ist ebenfalls falsch, da die Verhinderung von Schieben eine Seitenruderfunktion ist, keine Höhenruderfunktion.
Richtig: B)
Erklärung: Ein Strömungsabriss tritt auf, wenn der Anstellwinkel des Flügels den kritischen Wert überschreitet (typischerweise etwa 15-18 Grad), was zur Strömungsablösung von der Oberseite und einem plötzlichen Auftriebsverlust führt. Dies ist ein grundlegendes aerodynamisches Prinzip, unabhängig von Geschwindigkeit oder Fluglage. Option A ist falsch, da die rote Linie (VNE) die strukturelle Geschwindigkeitsbegrenzung betrifft, nicht den Strömungsabriss. Option C ist falsch — Leistungsreduzierung allein verursacht keinen Strömungsabriss, solange der AoA unter dem kritischen Wert bleibt. Option D ist falsch, da ein Strömungsabriss bei jeder Fluglage oder Geschwindigkeit auftreten kann, solange der kritische AoA überschritten wird.
Richtig: D)
Erklärung: Die Strömungsablösung tritt auf, wenn der Anstellwinkel den kritischen Überziehwinkel erreicht, der eine feste aerodynamische Eigenschaft der Profilform ist. Option A ist falsch, da der Überziehwinkel unabhängig von der Höhe ist. Option B verwechselt Fluglage mit Anstellwinkel — ein Flügel kann bei jeder Nasenstellung überziehen. Option C ist falsch, da der Strömungsabriss dank konstruktiver Merkmale wie Schränkung typischerweise von der Wurzel zur Spitze fortschreitet, anstatt gleichzeitig über die gesamte Spannweite aufzutreten.
Richtig: A)
Erklärung: Die Standard-Erdbeschleunigung auf Meeresniveau beträgt 9,81 m/s², die in der gesamten Luftfahrt für Gewichts-, Lastfaktor- und Leistungsberechnungen verwendet wird. Option B (100 m/s²) ist ungefähr zehnmal zu groß. Option C (1013,5 hPa) ist ein Druckwert nahe dem ISA-Meeresspiegeldruck, keine Beschleunigung. Option D (15°C/100 m) ähnelt einem Temperaturgradientenformat, ist aber viel zu hoch — der ISA-Gradient beträgt 0,65°C pro 100 m.
Richtig: C)
Erklärung: Die TAS wird aus der ASI-Anzeige (IAS) durch zwei aufeinanderfolgende Korrekturen abgeleitet: Zunächst werden Positions- und Instrumentenfehler beseitigt, um die kalibrierte Geschwindigkeit (CAS) zu erhalten, dann berücksichtigt eine Dichtekorrektur den Unterschied zwischen der tatsächlichen Luftdichte und der ISA-Meereshöhendichte. Option A ist falsch, da die unkorrigierte IAS nicht der TAS entspricht. Option B ergibt nur die CAS, nicht die TAS. Option D lässt die Instrumenten-/Positionsfehlerkorrektur aus, die immer der erste Schritt ist.
