Quelle: QuizVDS.it (EASA ECQB-SPL) | 50 Fragen | Übersetzt ins Deutsche Originalversion: EN | FR
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q1) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q1) - A) Die Summe der Luftkräfte wirkt in Richtung der Luftströmung - B) Die Summe der Luftkräfte wirkt zusammen mit der Auftriebskraft - C) Die Auftriebskraft kompensiert die Widerstandskraft - D) Die Summe der Luftkräfte kompensiert die Schwerkraft Richtig: D)
Erklärung: Im stationären Gleitflug wirkt kein Schub, sodass nur zwei Kräfte wirken: die Schwerkraft (Gewicht) und die gesamte aerodynamische Kraft (der Vektoranteil von Auftrieb und Widerstand). Damit sich der Segler im Gleichgewicht befindet, müssen diese beiden gleich und entgegengesetzt sein - die resultierende Luftkraft kompensiert also genau die Schwerkraft. Auftrieb und Widerstand sind lediglich Komponenten dieser einzigen aerodynamischen Resultante; weder Auftrieb allein noch Widerstand allein balanciert das Gewicht.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q2) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q2) - A) Die zulässige Höchstgeschwindigkeit erhöht sich - B) Die Mindestgeschwindigkeit erhöht sich - C) Die Mindestgeschwindigkeit sinkt - D) Die Schwerpunktlage verschiebt sich nach vorne Richtig: C)
Erklärung: Das Ausfahren von Klappen erhöht die Flügelwölbung, was den maximalen Auftriebsbeiwert (CLmax) erhöht. Aus der Überziehgeschwindigkeitsformel Vs = sqrt(2W / (rho * S * CLmax)) ergibt sich, dass ein höherer CL_max direkt die Mindestfluggeschwindigkeit Vs senkt. Dies ermöglicht einen langsameren Flug ohne Strömungsabriss, weshalb Klappen beim Anflug und bei der Landung eingesetzt werden. Die zulässige Höchstgeschwindigkeit sinkt bei ausgefahrenen Klappen typischerweise (nicht steigt), da Klappenstrukturen nicht für hohen dynamischen Druck ausgelegt sind.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q3) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q3) - A) Alle Ruder entgegen dem gesunkenen Flügel auslenken - B) Seitenruder entgegen dem gesunkenen Flügel betätigen und Höhenruder loslassen, um Geschwindigkeit aufzubauen - C) Höhenruder drücken, um Geschwindigkeit aufzubauen und die Strömung an den Flügeln wieder anzulegen - D) Höhenruder ziehen, um das Flugzeug in die Normallage zu bringen Richtig: B)
Erklärung: Ein einleitender Trudeleintritt beginnt, wenn ein Flügel vor dem anderen abreibt - der abgerissene Flügel fällt ab und erzeugt ein Gier- und Rollmoment. Die korrekte Reaktion ist, das Seitenruder entgegen der Gierrichtung bzw. des gesunkenen Flügels zu betätigen, um die Drehbewegung zu stoppen, und gleichzeitig den Höhenruderdruck zu reduzieren (oder zu drücken), um den Anstellwinkel unter den kritischen Wert zu senken, wodurch die Strömung wieder anliegt und der Auftrieb wiederhergestellt wird. Das Ziehen des Höhenruders (D) würde den Anstellwinkel erhöhen und den Strömungsabriss vertiefen; das Drücken allein (C) ohne Seitenruder stoppt die Gierbewegung nicht.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q4) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q4) - A) Landeklappen - B) Höhenleitwerk - C) Querruder - D) Seitenruder Richtig: B)
Erklärung: Die Querachse ist die Nickachse (Nase nach oben/unten). Das Höhenleitwerk sorgt für Längsstabilität (Nickstabilität): Es erzeugt ein rückstellendes Moment, wenn die Nase aus der Trimmstellung nach oben oder unten nickt, weil seine Auftriebskraft sich mit dem Anstellwinkel am Leitwerk ändert. Querruder steuern das Rollen (Längsachse), das Seitenruder steuert das Gieren (Hochachse), und Klappen sind Hochauftriebsgeräte, keine Stabilitätsflächen.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q5) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q5) - A) Verringertem Widerstand bei erhöhten Steuerkräften - B) Einem verbesserten Gleitzahlverhältnis und einem besseren Gleitwinkel - C) Zu hohem Gesamtdruck, der den Fahrtmesser unbrauchbar macht - D) Flattern und mechanischer Beschädigung der Tragflächen Richtig: D)
Erklärung: VNE ist die Rotmarkierungsgeschwindigkeit, oberhalb derer strukturelles oder aeroelastisches Versagen möglich wird. Bei übermäßigen Geschwindigkeiten steigt der dynamische Druck (q = 0,5 * rho * V^2) dramatisch an, und Steuerflächen sowie Flügelstrukturen können in Flattern geraten - eine sich selbst verstärkende Schwingung, bei der aerodynamische Kräfte und strukturelle Elastizität sich gegenseitig aufschaukeln und möglicherweise zu einem raschen strukturellen Zerfall führen. Der Fahrtmesser bleibt bei hohen Geschwindigkeiten brauchbar; das Gleitzahlverhältnis verbessert sich nicht über die Bestgleitegeschwindigkeit hinaus.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q6) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q6) - A) Lage jenseits der vorderen Schwerpunktgrenze - B) Lage zu weit außerhalb der zulässigen Schwerpunktgrenzen - C) Lage weit hinten innerhalb der zulässigen Schwerpunktgrenzen - D) Lage jenseits der hinteren Schwerpunktgrenze Richtig: D)
Erklärung: Die Längsstabilität (Nickstabilität) erfordert, dass der Schwerpunkt vor dem Neutralpunkt liegt. Wenn der Schwerpunkt nach hinten jenseits der hinteren Grenze wandert, wird die statische Stabilitätsmarge negativ: Eine Nickstörung erzeugt ein Moment, das die Störung verstärkt statt sie zu korrigieren, was das Flugzeug instabil und potenziell unkontrollierbar macht. Ein vorderer Schwerpunkt (A) erhöht die Stabilität, erfordert aber mehr Höhenruderkraft - er ist unbequem, aber beherrschbar. Hinterer Schwerpunkt jenseits der Grenzen ist die gefährlichste Bedingung, da die Erholung von einer Nickdivergenz unmöglich sein kann.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q7) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q7) - A) In alle Richtungen - B) Nur in Strömungsrichtung - C) Nur in Richtung des Gesamtdrucks - D) Nur senkrecht zur Strömungsrichtung Richtig: A)
Erklärung: Statischer Druck ist eine skalare thermodynamische Größe, die die kinetische Zufallsenergie der Gasmoleküle repräsentiert. Da molekulare Kollisionen in alle Richtungen gleich auftreten, wirkt der statische Druck omnidirektional - er drückt auf alle Oberflächen eines Behälters gleichermaßen, unabhängig von der Ausrichtung. Dies steht im Gegensatz zum dynamischen Druck (q = 0,5 * rho * V^2), der direktional ist und mit der Strömungsgeschwindigkeit zusammenhängt. Die Bernoulli-Gleichung kombiniert beides: pgesamt = pstatisch + q.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q8) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q8) - A) Gesamtdruck = dynamischer Druck - statischer Druck - B) Gesamtdruck = dynamischer Druck + statischer Druck - C) Statischer Druck = Gesamtdruck + dynamischer Druck - D) Dynamischer Druck = Gesamtdruck + statischer Druck Richtig: B)
Erklärung: Das Bernoulli-Theorem für eine ideale (reibungsfreie, inkompressible) Flüssigkeit entlang einer Stromlinie besagt, dass der Gesamtdruck erhalten bleibt: pgesamt = pstatisch + 0,5 * rho * V^2. Der Gesamtdruck ist die Summe aus statischem Druck und dynamischem Druck. Wo Luft über die obere Flügeloberfläche beschleunigt, sinkt der statische Druck (der dynamische Druck steigt), während der Gesamtdruck konstant bleibt - diese Druckdifferenz erzeugt Auftrieb. Das Fahrtmesser funktioniert nach diesem Prinzip, indem es die Differenz zwischen Gesamt- (Staudruck) und statischem Druck misst.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q9) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q9) - A) Widerstand und Auftrieb - B) Widerstand - C) Auftrieb ohne Widerstand - D) Konstanten Widerstand bei jeder Geschwindigkeit Richtig: B)
Erklärung: Jeder in einer Strömung befindliche Körper erzeugt immer Widerstand, da Reibungswiderstand (Viskosität) und Druckwiderstand für jede reale Form unvermeidbar sind. Auftrieb hingegen erfordert eine Asymmetrie - entweder in der Geometrie (Wölbung, Anstellwinkel) oder in der Zirkulation. Ein symmetrischer Körper bei null Anstellwinkel erzeugt keinen Auftrieb, aber immer Widerstand. Daher ist Widerstand das universelle Ergebnis für jede Form, während Auftrieb nur unter bestimmten geometrischen Bedingungen entsteht.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q10) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q10) - A) Schwerpunkt - B) Auftriebspunkt - C) Umschlagpunkt - D) Druckpunkt Richtig: D)
Erklärung: Der Druckpunkt ist der einzige Punkt am Profil, durch den die Resultierende aller verteilten aerodynamischen Druckkräfte wirkt. Er ist analog zum Schwerpunkt für die Gewichtsverteilung. Der Druckpunkt verschiebt sich mit dem Anstellwinkel - im Allgemeinen nach vorne, wenn der Anstellwinkel gegen den kritischen Winkel zunimmt. Der Schwerpunkt ist der Punkt, an dem das Gewicht wirkt, nicht aerodynamische Kräfte; der Umschlagpunkt ist der Ort, an dem die Grenzschicht von laminar zu turbulent wechselt.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q11) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q11) - A) Nur dem resultierenden Gesamtwiderstand - B) Den Schwerkräften des Profils - C) Allen aerodynamischen Kräften des Profils - D) Schwerkraft- und aerodynamischen Kräften Richtig: C)
Erklärung: Der Druckpunkt ist definiert als der einzige Punkt, durch den die gesamte resultierende aerodynamische Kraft - die sowohl Auftrieb (senkrecht zur Anströmung) als auch Widerstand (parallel zur Anströmung) umfasst - wirkt. Es handelt sich nicht um ein physisches Merkmal des Flügels, sondern um eine mathematische Vereinfachung für die Analyse. Die Schwerkraft wirkt durch den Schwerpunkt, der ein vollständig separater Punkt ist, der durch die Massenverteilung des Flugzeugs bestimmt wird.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q12) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q12)
Erklärung: Die Profilsehne ist eine gerade Referenzlinie, die die Vorderkante mit der Hinterkante eines Profils verbindet. Sie ist die Basislinie, von der aus der Anstellwinkel gemessen wird (der Winkel zwischen der Profilsehne und der ungestörten Anströmungsrichtung). In Standard-Profildiagrammen ist die Profilsehne (Position 2) typischerweise die gerade Basislinie des Querschnitts, während die mittlere Wölbungslinie darüber verläuft und die Dicke senkrecht zur Profilsehne gemessen wird.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q13) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q13)
- A) Wölbungslinie
- B) Dicke
- C) Sehne
- D) Profilsehne
Richtig: A)
Erklärung: Die mittlere Wölbungslinie (auch Mittellinie genannt) ist der geometrische Ort der Punkte, die gleichweit vom Extrados (Oberseite) und Intrados (Unterseite) des Profils entfernt sind, gemessen senkrecht zur Profilsehne. Sie beschreibt die Krümmung oder Wölbung des Profils - ein gewölbtes (gekrümmtes) Profil erzeugt auch bei null Anstellwinkel Auftrieb, da die Asymmetrie in der Krümmung die Strömung stärker über die Oberseite beschleunigt. Die maximale Wölbung und ihre Lage sind Schlüsselparameter, die den Profilcharakter bestimmen.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q14) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q14) - A) Der Profilsehne und der Längsachse des Flugzeugs - B) Der Profilsehne und der ankommenden Luftströmung - C) Dem Flügel und dem Rumpf des Flugzeugs - D) Der ungestörten Luftströmung und der Längsachse des Flugzeugs Richtig: B)
Erklärung: Der Anstellwinkel (alpha) ist genau definiert als der Winkel zwischen der Profilsehne und der Richtung der ungestörten (relativen) Anströmung. Er ist der primäre Bestimmungsfaktor für den Auftriebsbeiwert: CL steigt mit dem Anstellwinkel bis zum kritischen (Überzieh-)Winkel. Der Anstellwinkel darf nicht mit der Nickfluglage verwechselt werden (Winkel zwischen Längsachse und Horizont) - ein mit geneigter Nase nach unten absinkender Segler kann dennoch einen positiven Anstellwinkel haben, wenn die relative Anströmung von unterhalb der Profilsehne kommt.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q15) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q15) - A) Trapezform - B) Zuspitzung - C) Streckung - D) Flügelpfeilung Richtig: C)
Erklärung: Die Streckung (AR) = Spannweite (b) / mittlere Profilsehne (c) = b^2 / S, wobei S die Flügelfläche ist. Flügel mit hoher Streckung (lang, schmal) erzeugen weniger induzierten Widerstand, weil die Flügelspitzenwirbelstärke im Verhältnis zur Gesamtspannweite schwächer ist. Segelflugzeuge haben daher sehr hohe Streckungen (typischerweise 20-40) - die Minimierung des induzierten Widerstands ist für das maximale Gleitzahlverhältnis entscheidend. Flügel mit geringer Streckung erzeugen mehr induzierten Widerstand, sind strukturell leichter und agiler.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q16) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q16)
Erklärung: Der Umschlagpunkt ist der Ort, an dem die Grenzschicht ihren Charakter von laminarer zu turbulenter Strömung ändert. Laminare Strömung (nahe der Vorderkante) hat geringeren Reibungswiderstand, ist aber empfindlich und neigt zur Ablösung. Die nachfolgende turbulente Grenzschicht ist dicker und hat höheren Reibungswiderstand, widersteht aber besser der Ablösung. Die Position des Umschlagpunkts hängt von der Reynoldszahl, der Oberflächenrauheit und dem Druckgradienten ab - Profildesigner versuchen, den Umschlangpunkt so weit wie möglich nach hinten zu verschieben, um den Reibungswiderstand zu minimieren.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q17) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q17)
Erklärung: Der Ablösepunkt ist der Ort, an dem die Grenzschicht von der Profiloberfläche ablöst. Jenseits dieses Punktes bricht die glatte anliegende Strömung in einen turbulenten, rückgeströmten Nachlauf zusammen. Mit zunehmendem Anstellwinkel intensiviert sich der ungünstige Druckgradient auf der Oberseite, und der Ablösepunkt wandert progressiv nach vorne in Richtung Vorderkante. Wenn die Ablösung die Vorderkante erreicht, ist der Flügel vollständig abgerissen - CL fällt abrupt ab und CD steigt stark an.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q18) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q18)
Erklärung: Der Staupunkt ist der Bereich an der Vorderkante des Profils, an dem die ankommende Luftströmung aufgeteilt wird - ein Teil fließt über die Oberseite, ein Teil unterhalb. An diesem Punkt beträgt die lokale Strömungsgeschwindigkeit null, und der statische Druck erreicht sein Maximum (gleich dem Gesamtdruck, da der dynamische Druck null ist). Mit zunehmendem Anstellwinkel wandert der Staupunkt leicht nach unten auf der Vorderkante, da mehr Strömung über die Oberseite geleitet wird, um mehr Auftrieb zu erzeugen.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q19) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q19) - A) Die Grenzschicht beginnt sich auf der Profiloberseite abzulösen - B) Alle aerodynamischen Kräfte können als in diesem einzigen Punkt angreifend betrachtet werden - C) Die laminare Grenzschicht geht in eine turbulente Grenzschicht über - D) Stromlinien teilen sich in Luftströmung über und unter dem Profil auf Richtig: D)
Erklärung: Der Staupunkt ist genau der Trennungsort, an dem einkommende Stromlinien sich aufteilen - die Stromlinie, die am Staupunkt ankommt, spaltet sich, wobei Luft getrennt um die Ober- und Unterseite strömt. An diesem Punkt wird kinetische Energie vollständig in Druck umgewandelt (V = 0, p = p_gesamt). Der Grenzschichtumschlag (C) findet weiter hinten auf der Oberseite statt; die Ablösung (A) noch weiter hinten; aerodynamische Kräfte greifen am Druckpunkt an, nicht am Staupunkt.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q20) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q20) - A) Unterdruck wird oben, Überdruck unten am Profil erzeugt - B) Druck oben bleibt unverändert, Überdruck wird unten am Profil erzeugt - C) Überdruck wird oben, Unterdruck unten am Profil erzeugt - D) Druck unten bleibt unverändert, Unterdruck wird oben am Profil erzeugt Richtig: A)
Erklärung: Auftrieb wird durch eine Druckdifferenz erzeugt: niedrigerer Druck auf der oberen (Saug-)Fläche und höherer Druck auf der unteren Fläche. Auf der Oberseite beschleunigt die Strömung um die gewölbte Oberseite - nach dem Bernoulli-Prinzip bedeutet höhere Geschwindigkeit niedrigeren statischen Druck. Auf der Unterseite wird die Strömung verlangsamt und gestaut, was den statischen Druck erhöht. Die gesamte nach oben gerichtete Druckkraft, integriert über die gesamte Oberfläche, bildet den Auftrieb: L = CL * 0,5 * rho * V^2 * S.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q21) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q21) - A) Er wandert zu den Flügelspitzen - B) Er wandert nach vorne bis zum kritischen Anstellwinkel - C) Er wandert nach vorne bis zum kritischen Anstellwinkel - D) Er wandert zuerst nach vorne, dann nach hinten Richtig: B)
Erklärung: Mit zunehmendem Anstellwinkel intensiviert sich die Saugspitze auf der Oberseite und wandert zur Vorderkante, wodurch der Druckpunkt nach vorne wandert. Dies setzt sich fort bis zum kritischen (Überzieh-)Anstellwinkel. Jenseits des Überziehens bricht die Saugspitze zusammen, da die Strömung ablöst, und der Druckpunkt verschiebt sich abrupt nach hinten. Die Vorwärtsbewegung des Druckpunkts mit zunehmendem Anstellwinkel ist für die Stabilitätsanalyse wichtig und trägt zu den Nickmomenteigenschaften des Profils bei.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q22) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q22) - A) Ein zu großer Anstellwinkel kann zu Auftriebsverlust und Strömungsablösung führen - B) Vergrößerung des Anstellwinkels führt dazu, dass das Profil weniger Auftrieb erzeugt - C) Verkleinerung des Anstellwinkels führt dazu, dass das Profil mehr Widerstand erzeugt - D) Zu große Anstellwinkel können zu einem exponentiellen Anstieg des Auftriebs führen Richtig: A)
Erklärung: CL steigt näherungsweise linear mit dem Anstellwinkel bis zum kritischen Winkel (typischerweise 15-18° für die meisten Profile). Jenseits dieses kritischen Anstellwinkels bewirkt der ungünstige Druckgradient auf der Oberseite, dass die Grenzschicht ablöst, die glatte Strömung zerstört wird und ein plötzlicher Auftriebsabfall (Strömungsabriss) eintritt, begleitet von einem starken Widerstandsanstieg. Der Auftrieb steigt nicht exponentiell an (D), und die Verringerung des Anstellwinkels reduziert im Allgemeinen sowohl Auftrieb als auch Widerstand (erhöht nicht den Widerstand, wie C andeutet).
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q23) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q23) - A) Der Staupunkt wandert nach unten - B) Der Druckpunkt wandert nach unten - C) Der Druckpunkt wandert nach oben - D) Der Staupunkt wandert nach oben Richtig: A)
Erklärung: Mit zunehmendem Anstellwinkel trifft die relative Luftströmung den Flügel in einem steileren Aufwinkel. Die Stromlinie, die genau am Staupunkt ankommt, verschiebt sich nach unten (zur Unterseite der Vorderkante), da jetzt mehr Luftströmung über die Oberseite geleitet wird. Gleichzeitig wandert der Druckpunkt nach vorne (nicht nach oben oder unten - er bewegt sich in Sehnenlängsrichtung), und der Unterdruck auf der Oberseite nimmt zu, da die Strömung stärker über die gewölbte Oberseite beschleunigt wird.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q24) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q24) - A) Der Druckpunkt wandert nach hinten - B) Der Druckpunkt wandert nach vorne - C) Der Staupunkt wandert nach unten - D) Der Staupunkt bleibt konstant Richtig: A)
Erklärung: Mit abnehmendem Anstellwinkel verringert sich die aerodynamische Belastung im vorderen Bereich der Oberseite, was die resultierende Druckkraft nach hinten verschiebt - der Druckpunkt wandert also nach hinten (zur Hinterkante hin). Der Staupunkt wandert ebenfalls nach oben (nicht nach unten), da weniger Strömung über die Oberseite geleitet wird. Das Verständnis der Druckpunktbewegung ist wichtig, da es das Nickmomentgleichgewicht des Flugzeugs über den gesamten Flugbereich beeinflusst.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q25) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q25)
Erklärung: Der Anstellwinkel (alpha, alpha) ist der Winkel zwischen der Profilsehne und der Richtung der ankommenden Luftströmung (relative Anströmung). In der Abbildung bildet der Vektor der Luftströmungsrichtung (LR) und die Profilsehne den Winkel alpha - dies ist der grundlegende Winkel, der den Auftriebsbeiwert und das Überziehverhalten bestimmt. Der Einstellwinkel ist ein fester konstruktiver Winkel zwischen der Profilsehne und der Längsachse des Flugzeugs (beim Bau festgelegt) und ändert sich im Flug nicht.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q26) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q26) - A) Pfeilform - B) V-Form - C) Geometrische Schränkung - D) Aerodynamische Schränkung Richtig: C)
Erklärung: Geometrische Schränkung bedeutet, dass der Flügel physisch verdreht wird, sodass der Einstellwinkel (und damit der lokale Anstellwinkel) von der Wurzel zur Spitze abnimmt. Dies stellt sicher, dass die Flügelwurzel den kritischen Überziehwinkel vor den Flügelspitzen erreicht, sodass die Querruder (außen liegend) auch dann noch wirksam bleiben, wenn der innere Bereich bereits abgerissen ist. Dies gibt dem Piloten Querrudersteuerung während der Annäherung an den Strömungsabriss und ermöglicht bessere Rollkontrolle sowie ein sichereres Überziehverhalten. Aerodynamische Schränkung (D) erreicht den gleichen Effekt durch wechselnde Profilquerschnitte statt physischer Verdrehung.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q27) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q27) - A) Durch die Schränkung verringert sich der Formwiderstand bei hohen Geschwindigkeiten - B) Größere Festigkeit, da der Flügel mehr Torsionskräften standhalten kann - C) Bei großen Anstellwinkeln bleibt die Wirksamkeit des Querruders so lange wie möglich erhalten - D) Strukturell wird der Flügel steifer gegen Verdrehung Richtig: C)
Erklärung: Der primäre aerodynamische Vorteil der Schränkung besteht darin, dass die Flügelspitze (wo die Querruder sitzen) einen geringeren Einstellwinkel als die Wurzel hat und daher ihren kritischen Überziehwinkel später erreicht. Wenn der Pilot sich der Überziehgeschwindigkeit nähert und die Nase hochzieht auf großen Anstellwinkel, reißen die inneren Abschnitte zuerst ab, während die äußeren/Querruder-Abschnitte unabgerissen bleiben und weiterhin Auftrieb erzeugen und auf Querrudereingaben reagieren. Dies gibt dem Piloten Rollkontrolle während der Überziehannäherung und verhindert unbeabsichtigten Trudeleinleitungen.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q28) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q28) - A) Vergrößerung des Anstellwinkels führt zu abnehmendem Auftrieb - B) Der Anstellwinkel kann nicht negativ sein - C) Ein zu großer Anstellwinkel kann zu Auftriebsverlust führen - D) Der Anstellwinkel ist während des gesamten Fluges konstant Richtig: C)
Erklärung: Der Anstellwinkel kann negativ sein (wenn die Profilsehne nach unten zur Anströmung zeigt; manche Profile erzeugen aufgrund der Wölbung noch positiven Auftrieb bei null Anstellwinkel, aber sehr negativer Anstellwinkel erzeugt negativen Auftrieb). Der Anstellwinkel ändert sich ständig im Flug, wenn der Pilot die Nickfluglage anpasst und sich die Geschwindigkeit ändert. Im normalen Bereich erhöht ein größerer Anstellwinkel den Auftrieb - aber jenseits des kritischen Winkels (typischerweise ~15 Grad) zerstört die Strömungsablösung den Auftrieb. Option C identifiziert korrekt diese obere Grenze des Anstellwinkels, jenseits derer der Auftrieb zusammenbricht.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q29) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q29) - A) Er verringert sich um den Faktor 2 - B) Er erhöht sich um den Faktor 2 - C) Er verringert sich um den Faktor 4 - D) Er erhöht sich um den Faktor 4 Richtig: D)
Erklärung: Der Schädlingswiderstand folgt der Formel Dparasit = CDp * 0,5 * rho * V^2 * S. Da der dynamische Druck q = 0,5 * rho * V^2 proportional zu V^2 ist, vervierfacht eine Verdoppelung der Geschwindigkeit (V x 2) den dynamischen Druck (2^2 = 4) und damit den Schädlingswiderstand. Dieses quadratische Gesetz ist grundlegend: Die Halbierung der Geschwindigkeit reduziert den Schädlingswiderstand um den Faktor vier, während die Verdoppelung der Geschwindigkeit viermal so viel Widerstand kostet - weshalb Hochgeschwindigkeitsflug energetisch aufwendig ist.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q30) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q30) - A) Ist proportional zum Auftriebsbeiwert - B) Steigt mit zunehmender Fluggeschwindigkeit - C) Kann von null bis zu einem unendlich positiven Wert reichen - D) Kann nicht kleiner sein als ein bestimmter positiver Mindestwert Richtig: D)
Erklärung: Jedes Profil hat einen minimalen Widerstandsbeiwert (CDmin) groesser als null, da Reibungswiderstand und Formwiderstand auch beim optimalen widerstandsarmen Anstellwinkel vorhanden sind. Der Widerstandsbeiwert kann für einen realen Körper in viskoser Strömung nicht null erreichen - es gibt immer einen unvermeidbaren Reibungswiderstand. Er kann mit zunehmendem Anstellwinkel (besonders nach dem Überziehen) unbegrenzt ansteigen, hat aber ein endliches positives Minimum. Die Widerstandspolare (CD vs. CL-Kurve) zeigt CDmin als den niedrigsten Punkt der parabolischen Kurve.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q31) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q31) - A) Flügelspitzen - B) Vorderkante - C) Hinterkante - D) Flügelwurzeln Richtig: A)
Erklärung: Überdruck unterhalb des Flügels und Unterdruck oberhalb erzeugen die Tendenz, dass Luft um die Flügelspitze von der druckstarken Unterseite zur druckärmeren Oberseite strömt. Diese Spannweitenströmung wickelt sich um die Flügelspitze und erzeugt Abwindwirbel (Flügelspitzenwirbel). Diese Wirbel sind der physische Mechanismus des induzierten Widerstands - sie verleihen der ankommenden Strömung eine Abwindkomponente, reduzieren effektiv den lokalen Anstellwinkel und neigen den Auftriebsvektor nach hinten, was eine induzierte Widerstandskomponente erzeugt.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q32) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q32) - A) Große Streckung - B) Kleine Streckung - C) Niedrige Auftriebsbeiwerte - D) Zugespitzte Flügel Richtig: B)
Erklärung: Induzierter Widerstand ist proportional zu CL^2 / (pi * AR * e), wobei AR die Streckung und e der Oswald-Wirkungsgradfaktor ist. Eine kleine Streckung (kurzer, gedrungener Flügel) erzeugt hohen induzierten Widerstand für einen gegebenen Auftriebsbeiwert, weil die Flügelspitzenwirbel im Verhältnis zur Spannweite stark sind. Umgekehrt minimieren Flügel mit hoher Streckung (lang, schlank) den induzierten Widerstand - daher verwenden Segelflugzeuge Flügel mit sehr hoher Streckung. Niedriger CL (Option C) würde den induzierten Widerstand verringern, nicht erhöhen.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q33) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q33) - A) Der vordere Rumpfteil - B) Der äußere Teil der Querruder - C) Der untere Teil des Fahrwerks - D) Die Flügelspitzen Richtig: D)
Erklärung: Induzierter Widerstand entsteht durch den Druckunterschied zwischen der Flügeloberseite und -unterseite, der eine Spannweitenströmung erzeugt, die sich zu konzentrierten Wirbeln an den Flügelspitzen aufrollt. Die Stärke dieser Wirbel - und damit der induzierte Widerstand - hängt direkt davon ab, was an den Flügelspitzen passiert. Deshalb werden Winglets, gepfeilte Flügelspitzen und elliptische Grundrisse verwendet, um die Flügelspitzenwibelstärke zu verringern. Rumpf, Querruder und Fahrwerk erzeugen primär Schädlingswiderstand, nicht induzierten Widerstand.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q34) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q34) - A) An den Querrudern - B) Am Fahrwerk - C) An der Flügelwurzel - D) In der Nähe der Flügelspitzen Richtig: C)
Erklärung: Interferenzwiderstand entsteht dort, wo zwei Oberflächen aufeinandertreffen und ihre Grenzschichten interagieren, was Turbulenzen und zusätzlichen Widerstand erzeugt, der über das hinausgeht, was jede Oberfläche isoliert produzieren würde. Die Flügel-Rumpf-Verbindung (Flügelwurzel) ist der klassische Ort: Die Grenzschichten von Rumpf und Flügel interferieren und erzeugen eine komplexe Strömung, die den Gesamtwiderstand erhöht. Verkleidungen und Übergangsstücke werden an Flügelwurzeln verwendet, um diesen Übergang zu glätten und den Interferenzwiderstand zu reduzieren. Das Fahrwerk erzeugt Formwiderstand, nicht spezifisch Interferenzwiderstand.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q35) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q35) - A) Schädlingswiderstands - B) Hauptwiderstands - C) Induzierten Widerstands - D) Gesamtwiderstands Richtig: A)
Erklärung: Gesamtwiderstand = Schädlingswiderstand + Induzierter Widerstand. Schädlingswiderstand umfasst alle Widerstandsanteile, die nicht mit der Auftriebserzeugung zusammenhängen: Oberflächenreibungswiderstand (viskose Schubspannung auf Oberflächen), Form-/Druckwiderstand (Druckunterschied zwischen Vorder- und Hinterkante durch Grenzschichtablösung) und Interferenzwiderstand (Kreuzungseffekte). Induzierter Widerstand entsteht separat durch den Auftriebserzeugungsprozess selbst (Flügelspitzenwirbel und Abwind). Schädlingswiderstand steigt mit V^2, während induzierter Widerstand mit V^2 sinkt.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q36) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q36) - A) Schädlingswiderstand nimmt ab und induzierter Widerstand nimmt zu - B) Induzierter Widerstand nimmt ab und Schädlingswiderstand nimmt zu - C) Schädlingswiderstand nimmt ab und induzierter Widerstand nimmt ab - D) Induzierter Widerstand nimmt zu und Schädlingswiderstand nimmt zu Richtig: B)
Erklärung: Im Horizontalflug muss der Auftrieb gleich dem Gewicht sein, sodass CL mit zunehmender Geschwindigkeit abnimmt (L = CL * 0,5 * rho * V^2 * S = W, also CL = 2W / (rho * V^2 * S)). Induzierter Widerstand proportional zu CL^2 / V^2 proportional zu 1/V^2 - er nimmt mit zunehmender Geschwindigkeit ab. Schädlingswiderstand proportional zu V^2 - er nimmt mit der Geschwindigkeit zu. Die Geschwindigkeit, bei der induzierter Widerstand gleich Schädlingswiderstand ist, entspricht der Geschwindigkeit des minimalen Gesamtwiderstands, die dem besten Gleitzahlverhältnis und der maximalen Gleitreichweite beim Segelflugzeug entspricht.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q37) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q37) - A) Rechteckige Form - B) Trapezform - C) Elliptische Form - D) Doppelte Trapezform Richtig: C)
Erklärung: Der elliptische Flügelgrundriss erzeugt den minimal möglichen induzierten Widerstand für eine gegebene Spannweite und einen gegebenen Gesamtauftrieb. Dies liegt daran, dass er eine perfekt elliptische Spannweitenauftriebsverteilung erzeugt, was zu einem gleichmäßigen Abwind über die Spannweite führt - dem theoretischen Optimum. Eine elliptische Verteilung bedeutet keine "verschwendete" Auftriebskonzentration nahe der Wurzel oder plötzliche Abfälle nahe den Spitzen. Die Spitfire verwendete einen elliptischen Flügel aus diesem Grund. Zugespitzte (Trapez-)Flügel nähern sich diesem an und sind leichter herzustellen; rechteckige Flügel haben mehr induzierten Widerstand.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q38) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q38) - A) Der induzierte Widerstand wird leicht abnehmen - B) Der induzierte Widerstand wird zusammenbrechen - C) Der induzierte Widerstand wird zunehmen - D) Der induzierte Widerstand wird konstant bleiben Richtig: C)
Erklärung: Wenn die Geschwindigkeit im Horizontalflug abnimmt, muss der Anstellwinkel erhöht werden, um ausreichend Auftrieb aufrechtzuerhalten (da CL steigen muss, um den niedrigeren dynamischen Druck auszugleichen). Ein höherer CL bedeutet stärkere Flügelspitzenwirbel und größeren induzierten Widerstand: D_induziert proportional zu CL^2 proportional zu 1/V^2. Deshalb dominiert beim Langsamflug der induzierte Widerstand - bei sehr niedrigen Geschwindigkeiten nahe dem Strömungsabriss ist der induzierte Widerstand sehr hoch und die Hauptkomponente des Gesamtwiderstands, während der Schädlingswiderstand relativ gering ist.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q39) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q39) - A) Induzierter Widerstand nimmt mit zunehmender Fluggeschwindigkeit ab - B) Induzierter Widerstand hat bei einer bestimmten Geschwindigkeit ein Minimum und steigt bei höheren und niedrigeren Geschwindigkeiten - C) Induzierter Widerstand hat bei einer bestimmten Geschwindigkeit ein Maximum und nimmt bei höheren und niedrigeren Geschwindigkeiten ab - D) Induzierter Widerstand nimmt mit zunehmender Fluggeschwindigkeit zu Richtig: A)
Erklärung: Induzierter Widerstand nimmt mit zunehmender Fluggeschwindigkeit im Horizontalflug monoton ab: D_induziert = 2W^2 / (rho * V^2 * S^2 * pi * AR * e). Mit zunehmendem V fällt der induzierte Widerstand kontinuierlich - es gibt kein Minimum/Maximum innerhalb des normalen Flugbereichs. Der Schädlingswiderstand (nicht der induzierte Widerstand) hat die in B/C beschriebene U-förmige Kurve. Der Gesamtwiderstand hat ein Minimum bei der Geschwindigkeit, bei der induzierter Widerstand gleich Schädlingswiderstand ist; der induzierte Widerstand selbst nimmt einfach mit der Geschwindigkeit ab.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q40) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q40) - A) Interferenzwiderstand und Schädlingswiderstand - B) Induzierter Widerstand und Schädlingswiderstand - C) Induzierter Widerstand, Formwiderstand, Reibungswiderstand - D) Formwiderstand, Reibungswiderstand, Interferenzwiderstand Richtig: B)
Erklärung: Die standardmäßige aerodynamische Aufteilung des Gesamtwiderstands ist: Gesamtwiderstand = Induzierter Widerstand + Schädlingswiderstand. Induzierter Widerstand entsteht durch Auftriebserzeugung (Flügelspitzenwirbel). Schädlingswiderstand ist der kollektive Begriff für alle nicht auftriebsbezogenen Widerstandsanteile: Form-/Druckwiderstand, Oberflächenreibungswiderstand und Interferenzwiderstand. Optionen C und D listen Unterkomponenten des Schädlingswiderstands auf, lassen aber den induzierten Widerstand weg oder kombinieren sie falsch. Option A lässt den induzierten Widerstand weg, der besonders bei niedrigen Geschwindigkeiten eine Hauptkomponente ist.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q41) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q41) - A) Auftrieb nimmt ab und Widerstand nimmt zu - B) Auftrieb und Widerstand nehmen zu - C) Auftrieb nimmt zu und Widerstand nimmt ab - D) Auftrieb und Widerstand nehmen ab Richtig: A)
Erklärung: Wenn der kritische Anstellwinkel erreicht wird, beginnt die Strömung von der Oberseite abzulösen, beginnend an der Hinterkante und nach vorne fortschreitend. Sobald der kritische Anstellwinkel überschritten ist, bricht die saubere anliegende Strömung, die den Auftrieb erzeugte, zusammen - CL fällt stark. Gleichzeitig erzeugt die abgelöste Strömung einen großen turbulenten Nachlauf mit sehr hohem Druckwiderstand, sodass CD dramatisch ansteigt. Die Widerstandspolare zeigt dies deutlich: Die Nase der Polaren krümmt sich stark, wenn der Strömungsabriss nahert, wobei CL fällt und CD steigt.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q42) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q42) - A) Den Anstellwinkel zu vergrößern und die Geschwindigkeit zu erhöhen - B) Den Anstellwinkel zu verkleinern und die Geschwindigkeit zu erhöhen - C) Den Anstellwinkel zu vergrößern und die Geschwindigkeit zu verringern - D) Den Querneigungswinkel zu vergrößern und die Geschwindigkeit zu verringern Richtig: B)
Erklärung: Die Erholung vom Strömungsabriss erfordert die Verringerung des Anstellwinkels unter den kritischen Wert, damit die Strömung an der Oberseite wieder anliegen und der Auftrieb wiederhergestellt werden kann. Der Pilot muss das Höhenruder drücken, um den Anstellwinkel zu senken, was auch dem Flugzeug ermöglicht zu beschleunigen (oder der Pilot gibt Schub, wenn verfügbar). Das Vergrößern des Anstellwinkels (A, C) vertieft den Strömungsabriss. Das Verringern der Geschwindigkeit (C, D) verschlechtert den Zustand. Das Vergrößern der Querneigung (D) erhöht das Lastvielfache, was die Überziehgeschwindigkeit erhöht - genau die falsche Eingabe.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q43) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q43) - A) Nimmt der Auftrieb ab und der Widerstand zu - B) Nehmen Auftrieb und Widerstand zu - C) Nimmt der Auftrieb ab und der Widerstand ab - D) Nimmt der Auftrieb zu und der Widerstand ab Richtig: A)
Erklärung: Dies ist das definitive Überziehcharakteristikum: Der Auftrieb bricht zusammen, weil die Grenzschichtablösung das Druckgefälle zerstört, das ihn erzeugt, während der Widerstand dramatisch aufgrund des großen turbulenten abgelösten Nachlaufs ansteigt. Die CL-vs.-Anstellwinkel-Kurve zeigt CL_max beim kritischen Winkel, dann einen steilen Abfall - das ist der Strömungsabriss. Die CD-vs.-Anstellwinkel-Kurve steigt durch und jenseits des Strömungsabrisses stark an. Diese Kombination (weniger Auftrieb, mehr Widerstand) macht den Strömungsabriss kritisch - das Flugzeug verliert Auftrieb, während es gleichzeitig hohen Widerstand erfährt, der die Geschwindigkeit weiter reduzieren würde.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q44) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q44) - A) Nimmt mit vorderer Schwerpunktlage ab - B) Ändert sich mit zunehmendem Gewicht - C) Ist unabhängig vom Gewicht - D) Nimmt mit hinterer Schwerpunktlage zu Richtig: C)
Erklärung: Der kritische (Uberzieh-)Anstellwinkel ist eine feste aerodynamische Eigenschaft der Profilform - es ist der Anstellwinkel, bei dem Strömungsablösung auftritt, unabhängig von Fluggeschwindigkeit, Gewicht oder Höhe. Was sich mit dem Gewicht ändert, ist die Überziehgeschwindigkeit (Vs = sqrt(2W / (rho * S * CL_max))), nicht der Überzieh-Anstellwinkel. Ein schwereres Flugzeug muss schneller fliegen, um den gleichen Auftrieb zu erzeugen, aber es überreißt dennoch beim gleichen kritischen Anstellwinkel. Die Schwerpunktlage beeinflusst die Nickstabilität und Steuerwirksamkeit, ändert aber nicht den kritischen Winkel des Profils.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q45) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q45) - A) Geringere Dichte - B) Abnahme des Gewichts - C) Geringere Höhe - D) Hoheres Lastvielfaches Richtig: B)
Erklärung: Aus Vs = sqrt(2W / (rho * S * CLmax)): Die Überziehgeschwindigkeit sinkt, wenn das Gewicht (W) sinkt, da weniger Auftrieb benötigt wird, um das Gleichgewicht zu halten. Geringere Dichte (A) erhöht die echte Überziehgeschwindigkeit (TAS), die angezeigte Überziehgeschwindigkeit (IAS) bleibt aber näherungsweise konstant (da IAS auf dem dynamischen Druck basiert q = 0,5 * rho * VTAS^2, was 0,5 * rho0 * VIAS^2 entspricht). Ein hoheres Lastvielfaches (D) erhöht das scheinbare Gewicht (n*W) und erhöht die Überziehgeschwindigkeit. Geringere Höhe bedeutet höhere Dichte, was die TAS-Überziehgeschwindigkeit leicht senkt, aber die IAS-Überziehgeschwindigkeit nicht wesentlich ändert.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q46) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q46) - A) Während der Erholung sollten die Querruder neutral gehalten werden - B) Während des Trudelns nimmt die Geschwindigkeit ständig zu - C) Während der Erholung sollten die Querruder gekreuzt werden - D) Nur sehr alte Flugzeuge haben ein Trudelrisiko Richtig: A)
Erklärung: Die Trudelausstiegsechnik (PARE: Power off - Leistung weg, Ailerons neutral - Querruder neutral, Rudder opposite - Seitenruder entgegen der Trudelrichtung, Elevator forward - Höhenruder drücken) erfordert, dass die Querruder neutral gehalten werden, da der Einsatz von Querrudern während des Trudelns die Drehung verschlimmern kann - das Anlegen von Querruder in Trudelrichtung erhöht den Anstellwinkel des inneren Flügels (der möglicherweise bereits abgerissen ist) und kann das Trudeln vertiefen. Seitenruder entgegen der Trudelrichtung stoppt die Autorotation; vorwärts gedrücktes Höhenruder verringert dann den Anstellwinkel, um beide Flügel zu entsperren. Die Geschwindigkeit nimmt im Trudeln nicht ständig zu - das Flugzeug erreicht ein stabilisiertes Trudeln mit relativ konstanter Geschwindigkeit und Drehrate.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q47) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q47) - A) Dem Staupunkt und dem Druckpunkt - B) Dem Staupunkt und dem Umschlagpunkt - C) Dem Umschlagpunkt und dem Ablösepunkt - D) Dem Umschlagpunkt und dem Druckpunkt Richtig: B)
Erklärung: Die Grenzschichtentwicklung folgt einer bestimmten Abfolge: Die Strömung teilt sich am Staupunkt, eine laminare Grenzschicht entwickelt sich vom Staupunkt rückwärts, dann wandelt sich die laminare Schicht am Umschlagpunkt in eine turbulente um, und schließlich löst sich die turbulente Schicht am Ablösepunkt von der Oberfläche. Die laminare Grenzschicht belegt daher den Bereich vom Staupunkt bis zum Umschlagpunkt. Laminarprofile sind darauf ausgelegt, den Umschlagpunkt so weit wie möglich nach hinten zu verschieben, um den Reibungswiderstand zu minimieren.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q48) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q48) - A) Laminare Grenzschicht entlang der gesamten Oberseite mit nicht abgelöster Strömung - B) Turbulente Schicht in den vorderen Flügelbereichen, laminare Grenzschicht in den hinteren Bereichen - C) Turbulente Grenzschicht entlang der gesamten Oberseite mit abgelöster Strömung - D) Laminare Schicht in den vorderen Flügelbereichen, turbulente Grenzschicht in den hinteren Bereichen Richtig: D)
Erklärung: Die natürliche Abfolge der Grenzschichtentwicklung an einem Profil verläuft von laminar (nahe der Vorderkante, wo die Strömung geordnet ist und die Reynoldszahl gering ist) bis turbulent (weiter hinten, nach dem Umschlag). Die umgekehrte Abfolge (zuerst turbulent, dann laminar) tritt auf natürlichem Wege nicht auf. Diese vordere laminare/hintere turbulente Anordnung ist der Grund, warum Designer die maximale Dicke von Laminarflügelprofilen weiter nach hinten setzen - um den günstigen Druckgradienten aufrechtzuerhalten, der die laminare Strömung so lange wie möglich vor dem Umschlag erhält.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q49) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q49) - A) Die laminare Grenzschicht ist dünner und erzeugt mehr Reibungswiderstand - B) Die turbulente Grenzschicht kann der Profilwölbung bei höheren Anstellwinkeln folgen - C) Die laminare Grenzschicht erzeugt Auftrieb, die turbulente Grenzschicht erzeugt Widerstand - D) Die turbulente Grenzschicht ist dicker und erzeugt weniger Reibungswiderstand Richtig: B)
Erklärung: Die turbulente Grenzschicht hat, obwohl sie hoeheren Reibungswiderstand als die laminare Schicht aufweist, eine energiereichere Durchmischung, die es ihr ermöglicht, bei höheren Anstellwinkeln gegen einen ungünstigen Druckgradienten an der Oberfläche zu bleiben. Dies ist ihr entscheidender Vorteil: Sie widersteht der Strömungsablösung besser. Die laminare Grenzschicht ist tatsächlich dünner (A ist teilweise korrekt bezüglich der Dicke) und hat weniger Reibungswiderstand - aber sie löst leichter ab. Deshalb werden manchmal Turbulatoren an Segelflugzeugen verwendet: um den Übergang zu turbulenter Strömung gezielt einzuleiten und laminare Ablöseblasen zu verhindern.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q50) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q50) - A) Flügel-V-Form (Diederwinkel) - B) Senkrechtes Leitwerk - C) Differentielle Querruderausschläge - D) Höhenruder Richtig: A)
Erklärung: Querstabilität (Rollstabilität) - die Tendenz, nach einer Rollstörung in die Waagerechte zurückzukehren - wird primär durch den Diederwinkel (den Aufwärtswinkel der Flügel zur Horizontalen) bereitgestellt. Wenn eine Böe das Flugzeug rollt, sinkt der untere Flügel und sein Anstellwinkel erhöht sich (er trifft auf mehr Luftströmung), erzeugt mehr Auftrieb und ein rückstellendes Moment zurück in die Waagerechte. Das senkrechte Leitwerk sorgt für Richtungsstabilität (Gieren); Querruder sind Rollsteuerflächen (keine Stabilitätsflächen), und das Höhenruder steuert das Nicken. Hochdecker erreichen ähnliche Querstabilität durch den Pendeleffekt des unter den Flügeln hängenden Rumpfes.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_2) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_2) Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques
Richtig: D)
Erklärung: Die standardmäßige Fallbeschleunigung an der Erdoberfläche beträgt 9,81 m/s² (ISA-Wert). Dieser Wert ist in der Luftfahrt grundlegend: Er wird verwendet, um das Gewicht (W = m × g), das Lastvielfache und taucht in allen Leistungsgleichungen auf. 1013,25 hPa ist der Standarddruck auf Meereshöhe, und 15°C/100 m ist kein korrekter Gradient (der Standardtemperaturgradient beträgt 0,65°C/100 m).
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_15) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_15) Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques
Richtig: A)
Erklärung: Die zulässige Klappenstellung während eines Schiebeflugs ist immer im Flughandbuch (AFM/POH) festgelegt. Einige Segelflugzeuge verbieten ausgefahrene Klappen im Schiebeflug, weil die Kombination von Klappen und ausgelenktem Seitenruder gefährliche aerodynamische Kräftepaare erzeugen oder strukturelle Grenzen überschreiten kann. Andere erlauben bestimmte Konfigurationen. Die einzige korrekte Antwort ist daher, das AFM zu konsultieren.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_19) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_19) Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques
Richtig: A)
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 B beschreibt sogenannte "neutrale oder konvergierende Stabilität gegenüber einem neuen Gleichgewicht", was sich davon unterscheidet. Statische Stabilität (die unmittelbare Neigung zur Rückkehr) ist eine notwendige, aber nicht hinreichende Bedingung für dynamische Stabilität.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_20) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_20) Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques
Richtig: A)
Erklärung: Die Manövergeschwindigkeit VA (oder Turbulenzpenetrations-geschwindigkeit) ist die maximale Geschwindigkeit, bei der volle Steuerflächen-auslenkungen oder starke Windböen keine Überschreitung der strukturellen Grenzlast verursachen. Unterhalb von VA überzieht der Flügel, bevor die strukturelle Grenzlast erreicht wird, und schützt so die Struktur. Bei starker Turbulenz muss die Geschwindigkeit auf unter V_A reduziert werden, um strukturelle Schäden durch dynamische Böenlasten zu vermeiden.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_1) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_1) Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques
Richtig: D)
Erklärung: In der ICAO-Standardatmosphäre (ISA) nimmt die Temperatur in der Troposphäre um 0,65°C je 100 m Höhe ab (entspricht 2°C/1000 ft oder 6,5°C/1000 m). Antwort B (0,65°C/1000 ft) ist falsch, da die Einheit falsch ist - dies wäre ein viel zu geringer Temperaturgradient. Antwort D ist die einzige korrekte: 0,65°C je 100 m Höhe.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_3) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_3) Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques
Richtig: C)
Erklärung: Der atmosphärische Druck nimmt mit der Höhe näherungsweise exponentiell ab. In der ICAO-Standardatmosphäre beträgt der Druck auf ungefähr 5.500 m (18.000 ft) etwa die Hälfte des Meeresdrucks (1013,25 hPa -> ~506 hPa). Dieser Wert ist wichtig für die Hochaltitudephysiologie (Sauerstoffbedarf) und für Berechnungen zur Dichtehöhe und Leistung.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_4) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_4) Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques
Richtig: C)
Erklärung: Die Dichtehöhe ist die Höhe, bei der das Flugzeug in der ISA-Standardatmosphäre wäre, wenn die Luftdichte gleich den tatsächlichen Bedingungen wäre. Sie wird aus der Druckhöhe (Höhenmesser auf 1013,25 hPa eingestellt) berechnet, korrigiert für die Temperaturabweichung von der ISA. Eine Temperatur, die höher als ISA ist, ergibt eine Dichtehöhe, die höher als die Druckhöhe ist, was die Flugleistung verringert. Antwort D beschreibt die Druckhöhe, nicht die Dichtehöhe.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_5) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_5) Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques
Richtig: A)
Erklärung: Die Kontinuitätsgleichung besagt, dass für eine inkompressible Flüssigkeit der Volumenstrom Q = S × V entlang eines Stromrohrs konstant ist. Wenn der Querschnitt S abnimmt, muss die Geschwindigkeit V proportional zunehmen, um Q konstant zu halten. Dieses Prinzip erklärt zusammen mit dem Bernoulli-Theorem, warum Luft über die gewölbte Oberseite eines Flügelprofils beschleunigt wird, was ein Unterdruckgebiet erzeugt, das Auftrieb erzeugt.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_6) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_6) Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques
Richtig: A)
Erklärung: Sowohl Auftrieb als auch Widerstand sind proportional zum dynamischen Druck q = 0,5 × rho × V². Wenn die Luftdichte rho abnimmt (in der Höhe oder bei hohen Temperaturen), sinkt q bei gegebener Geschwindigkeit, was sowohl Auftrieb als auch Widerstand reduziert. Deshalb verschlechtert sich die Flugleistung in grösser Höhe oder bei grösser Hitze: Das Flugzeug muss schneller fliegen (höhere TAS), um den gleichen Auftrieb zu erzeugen, während der aerodynamische Gesamtwiderstand bei konstanter angezeigter Fluggeschwindigkeit abnimmt.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_11) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_11) Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques
Richtig: D)
Erklärung: Der Neutralpunkt (auch aerodynamisches Zentrum auf Flügelebene, aber "Neutralpunkt" für das gesamte Flugzeug) ist der Punkt, um den das Nickmoment unabhängig von Änderungen des Anstellwinkels konstant bleibt. Bei einem stabilen Flugzeug muss der Schwerpunkt vor dem Neutralpunkt liegen - der Abstand vom SP zum Neutralpunkt bildet die statische Stabilitätsmarge. Hinweis: Für ein isoliertes Profil entspricht dieser Punkt dem aerodynamischen Zentrum (bei ungefähr 25% der Profilsehne); für das gesamte Flugzeug berücksichtigt der Neutralpunkt den Beitrag des Höhenleitwerks.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_9) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_9) Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques
Richtig: D)
Erklärung: Der Einstellwinkel ist der konstruktiv 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 Fahrtwinds ist (und der sich im Flug je nach Fluglage und Geschwindigkeit ändert). Der Einstellwinkel wird vom Hersteller so gewählt, dass der Flügel im Reiseflug den notwendigen Auftrieb bei einer aerodynamisch günstigen Rumpflage erzeugt.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_17) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_17) Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques
Richtig: C)
Erklärung: Der Umschlagpunkt ist genau der Ort am Profil, an dem die Grenzschicht von einem laminaren Regime (geordnete Strömung, in parallelen Schichten) zu einem turbulenten Regime (ungeordnete Strömung, mit querverlaufender Durchmischung) wechselt. Dieser Übergang ist in Strömungsrichtung irreversibel: Der Wechsel erfolgt von laminar zu turbulent, nie umgekehrt. Die Position des Umschlagpunkts hängt von der Reynoldszahl, dem Druckgradienten und der Oberflächenrauheit ab - ein günstiger Druckgradient (Beschleunigung) erhält laminare Strömung, während ein ungünstiger Gradient (Verzögerung) den Umschlag auslöst.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_10) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_10) Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques
Richtig: B)
Erklärung: Flügelschränkung (geometrisch oder aerodynamisch) variiert den Einstellwinkel oder die aerodynamischen Eigenschaften über die Spannweite, sodass der Strömungsabriss nicht gleichzeitig über den gesamten Flügel eintritt. Die Wurzel (größerer Einstellwinkel) erreicht zuerst den kritischen Winkel und reißt progressiv ab, während die äußeren Abschnitte noch anliegen. Diese progressive (statt gleichzeitige) Strömungsablösung verbessert die Abreiß-Sicherheit und erhält die Rollkontrolle über die Querruder. Der Einfluss auf das schädliche Gieren (A) ist indirekt und marginal.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_14) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_14) Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques
Richtig: C)
Erklärung: Formwiderstand (Druckwiderstand) wird durch den Druckunterschied zwischen der Vorder- und Rückseite eines Körpers verursacht, bedingt durch Grenzschichtablösung und die Bildung von Wirbeln im Nachlauf. Je intensiver die Wirbelbildung (unstromlinienförmiger Körper, stumpfe Hinterkante), desto höher der Formwiderstand. Deshalb haben stromlinienförmige Profile einen viel geringeren Formwiderstand als eine flache Platte oder Kugel - ihre progressiv konvergierende Form ermöglicht es der Strömung, länger anzuliegen und den turbulenten Nachlauf zu reduzieren.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_12) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_12) Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques
Richtig: B)
Erklärung: Der Widerstand einer ebenen Scheibe (unstromlinienförmiger Körper) ist Druckwiderstand: Er hängt primär von der dem Luftstrom senkrecht ausgesetzten Stirnfläche S und dem dynamischen Druck q = 0,5 × rho × V² ab. Die Formel lautet D = CD × q × S. Materialfestigkeit, Eigendichte der Scheibe oder ihr Gewicht beeinflussen den aerodynamischen Widerstand nicht - dieser ist rein eine Funktion von Form, projizierter Fläche und Strömungsbedingungen.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_16) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_16) Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques
Geschwindigkeitspolare:
] A = Tangente vom Ursprung -> beste Gleitzahl (bestes L/D-Verhältnis, bestes Gleiten) B = Tangente von einem nach rechts auf der V-Achse verschobenen Punkt -> bestes Gleiten bei Gegenwind C = Tangente von einem Punkt über dem Ursprung auf der W-Achse (McCready) -> optimale Intertermikal-Geschwindigkeit; berührt die Polare am Punkt des minimalen Sinkens D = Horizontale Linie auf Höhe der minimalen Sinkrate -> zeigt die Geschwindigkeit des minimalen Sinkens (Vmin sink) an
Richtig: C)
Erklärung: An der Geschwindigkeitspolare (Kurve, die die Sinkrate W als Funktion der Horizontalgeschwindigkeit V zeigt) entspricht der Punkt des minimalen Sinkens dem niedrigsten Punkt der Kurve (der kleinste Wert von W im absoluten Betrag). Die Tangente an diesem Punkt ist eine horizontale Tangente - dies ist Tangente (C) im Diagramm. Dieser Punkt entspricht der Mindest-Sink-Geschwindigkeit, die verwendet wird, um die Flugzeit zu maximieren oder Thermik zu nutzen. Die vom Ursprung zur Polaren gezogene Tangente (Tangente B) ergibt die Geschwindigkeit für das beste L/D-Verhältnis (beste Gleitzahl).
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_13) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_13) Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques
Richtig: A)
Erklärung: Induzierter Widerstand ist proportional zu CL²: Dinduziert = CL² / (pi × AR × e) × q × S. Durch Vergrößerung des Anstellwinkels steigt CL und damit CL², was induzierten Widerstand wachsen lässt. Im Horizontalflug bei konstanter Geschwindigkeit entspricht eine Vergrößerung des Anstellwinkels einer niedrigeren Geschwindigkeit, was den induzierten Widerstand weiter erhöht (Dinduziert proportional zu 1/V²). Durch Erhöhung der Geschwindigkeit (C) sinkt CL im Horizontalflug und der induzierte Widerstand nimmt ab. Schädlingswiderstand (D) variiert unabhängig vom induzierten Widerstand.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_18) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_18) Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques
Richtig: C)
Erklärung: Im horizontalen Kurvenflug mit Querneigungswinkel phi beträgt das Lastvielfache n = 1/cos(phi). Bei 45° Querneigung ergibt sich n = 1/cos(45°) = 1/0,707 ca. 1,41. Die Überziehgeschwindigkeit in der Kurve beträgt Vs_Kurve = Vs × Wurzel aus n = Vs × Wurzel aus 1,41 ca. Vs × 1,19. Daher erhöht sich die Mindestgeschwindigkeit um etwa 19% gegenüber dem Geradeausflug. Dieser Anstieg der Überziehgeschwindigkeit in Kurven ist ein grundlegendes Sicherheitskonzept - enge Kurven in niedriger Höhe (wie im Endanflug) sind besonders gefährlich, weil der Abstand zur Überziehgeschwindigkeit verringert ist.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_8) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_8) Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques
Richtig: D)
Erklärung: Schädliches Gieren wird durch die Asymmetrie des Widerstands zwischen den beiden Querrudern beim Kurveneinleiten verursacht. Das aufsteigende Querruder (auf der Seite des höheren Flügels) vergrößert den lokalen Anstellwinkel, erzeugt mehr Auftrieb, aber auch mehr induzierten Widerstand. Dieser zusätzliche Widerstand auf der aufsteigenden Seite erzeugt ein Giermoment zur aufsteigenden Seite hin - also in die entgegengesetzte Richtung der Kurve (daher "schädliches Gieren"). Differentielle Querruder und Spoiler-Luftbremsen sind technische Lösungen zur Minderung dieses Effekts.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_7) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_7) Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques
Richtig: D)
Erklärung: Die wahre Fluggeschwindigkeit (TAS) wird aus der angezeigten Fluggeschwindigkeit (IAS) durch Anwendung von zwei aufeinanderfolgenden Korrekturen gewonnen: zunächst Positions- und Instrumentenfehler (ergibt kalibrierte Fluggeschwindigkeit, CAS), dann die Dichtekorrrektur (berücksichtigt den Unterschied zwischen tatsächlicher Luftdichte und Standard-Meereshöhendichte). TAS ist daher die tatsächliche Geschwindigkeit des Flugzeugs durch die Luftmasse. In grösser Höhe ist TAS deutlich höher als IAS, weil die Luftdichte geringer ist.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_1) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_1) - A) Nicht begrenzt - B) Nach oben durch die Manövergeschwindigkeit (Maneuvering Speed) begrenzt - C) Nach unten durch das untere Ende des grünen Bogens begrenzt - D) Im Flughandbuch (AFM) und normalerweise auf dem Fahrtmesser angegeben Richtig: D)
Erklärung: Der zulässige Geschwindigkeitsbereich für Schlitzklappen ist im Flughandbuch (AFM) und normalerweise auf dem Fahrtmesser (weisser oder hellgrüner Bogen) angegeben. Er variiert je nach Segelflugzeugtyp.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_2) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_2) - A) Oberseite zur Unterseite an der Flügelspitze - B) Unterseite zur Oberseite an der Flügelspitze - C) Oberseite zur Unterseite entlang der gesamten Hinterkante - D) Unterseite zur Oberseite entlang der gesamten Hinterkante Richtig: B)
Erklärung: Flügelspitzenwirbel (induzierte Wirbel) entstehen durch den Druckausgleich von der Unterseite (Überdruck) zur Oberseite (Unterdruck) an der Flügelspitze. Dieses Phänomen erzeugt induzierten Widerstand.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_3) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_3) - A) Längsachse des Flugzeugs und Horizont - B) Längsachse des Flugzeugs und der allgemeinen Luftströmungsrichtung - C) Profilsehne und der allgemeinen Luftströmungsrichtung - D) Horizont und der allgemeinen Luftströmungsrichtung Richtig: C)
Erklärung: Der Anstellwinkel ist der Winkel zwischen der Profilsehne und der allgemeinen Luftströmungsrichtung (Richtung des relativen Fahrtwinds). Er ist nicht der Winkel zum Horizont oder zur Längsachse.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_4) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_4) - A) 15° F und 29,92 Hg - B) 59° C und 29,92 hPa - C) 15° C und 1013,25 Hg - D) 15° C und 1013,25 hPa Richtig: A)
Erklärung: Der Druck in der ICAO-Standardatmosphäre auf Meereshöhe beträgt 1013,25 hPa (Millibar) = 29,92 Zoll Quecksilbersäule (inHg). 29,92 hPa ist falsch.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_5) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_5)
] - A) Die Luftmasse strömt mit einer niedrigeren Geschwindigkeit durch einen grösseren Querschnitt - B) Die Luftmasse strömt mit einer niedrigeren Geschwindigkeit durch einen kleineren Querschnitt - C) Die Luftmasse strömt mit einer höheren Geschwindigkeit durch einen grösseren Querschnitt - D) Die Geschwindigkeit der Luftmasse ändert sich nicht Richtig: B)
Erklärung: Die mittlere Wölbungslinie ist die Linie, die gleichweit von Unterseite und Oberseite entfernt ist. In der Abbildung wird sie durch Linie B dargestellt.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_6) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_6) - A) Um die Geschwindigkeit zu verringern und dadurch die Fliehkraft zu reduzieren - B) Um ein Herausrutschen aus der Kurve nach aussen zu verhindern - C) Um den Auftrieb leicht zu erhöhen - D) Um ein Einrutschen in die Kurve nach innen zu verhindern Richtig: D)
Erklärung: Im koordinierten Kurvenflug ohne Höhenverlust ist ein Rückdruck am Höhenruder notwendig, um den Auftrieb zu erhöhen und die Fliehkraft (Lastvielfaches > 1) auszugleichen. Der Auftrieb muss sowohl die Schwerkraft als auch die Fliehkraft kompensieren.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_7) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_7) - A) 9-mal - B) 6-mal - C) 3-mal - D) 1,5-mal Richtig: D)
Erklärung: Ein Strömungsabriss tritt bei einem kritischen Anstellwinkel (Abreisswinkel) auf, unabhängig von der Fluggeschwindigkeit. Bei diesem Winkel verursacht Strömungsablösung auf der Oberseite einen plötzlichen Auftriebsabfall.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_8) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_8) - A) Des Profils von der Flügelwurzel zur Flügelspitze - B) Des Anstellwinkels an der Flügelspitze mittels des Querruders - C) Des Einstellwinkels eines gleichen Profils von der Flügelwurzel zur Flügelspitze - D) Des Diederwinkels des Flügels von der Wurzel zur Spitze Richtig: B)
Erklärung: Strömungsablösung tritt bei einem bestimmten Anstellwinkel (kritischer Winkel) auf, der für jedes Profil spezifisch ist. Sie steht nicht in Zusammenhang mit der Nasenfluglage relativ zum Horizont.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_9) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_9) - A) 100 m/sec² - B) 1013,25 hPa - C) 15° C/100 m - D) 9,81 m/sec² Richtig: D)
Erklärung: Die standardmäßige Erdbeschleunigung an der Erdoberfläche beträgt 9,81 m/s². Dies ist der ISA-Wert, der in allen Leistungsberechnungen verwendet wird.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_10) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_10) - A) Dem Gesamtdruck in einer Aneroidkapsel - B) Dem statischen Druck um eine Aneroidkapsel - C) Der Differenz zwischen statischem Druck und Gesamtdruck - D) Dem Wetterfahneneffekt, wo der Druck abnimmt Richtig: C)
Erklärung: Die Fahrtmesseranzeige basiert auf der Differenz zwischen statischem Druck und Gesamtdruck (dynamischer Druck). Der Fahrtmesser misst diese Differenz über das Pitoerohr und die statische Drucköffnung.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_11) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_11) - A) Verringerung des Luftwiderstands - B) Steuerung des Flugzeugs um seine Längsachse - C) Reduzierung der Bildung von Flügelspitzenwirbeln - D) Stabilisierung des Flugzeugs im Flug Richtig: D)
Erklärung: Horizontal- und Vertikalleitwerk dienen hauptsächlich zur Stabilisierung des Flugzeugs im Flug (Längs- und Richtungsstabilität). Ohne sie wäre das Flugzeug instabil.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_12) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_12) - A) Bei der gleichen Geschwindigkeit auf wie vor dem Ausfahren der Klappen - B) Bei einer niedrigeren Geschwindigkeit auf - C) Bei einer höheren Geschwindigkeit auf - D) Keine Antwort ist korrekt Richtig: B)
Erklärung: Beim Ausfahren von Schlitzklappen tritt Strömungsablösung bei einer niedrigeren Geschwindigkeit auf, weil Klappen den maximalen Auftriebsbeiwert (CL max) erhöhen. Die Überziehgeschwindigkeit sinkt.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_13) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_13) - A) Der Resultierenden aller Druckkräfte, die auf das Profil wirken - B) Des Gewichts - C) Des Reifendrucks auf der Landebahn - D) Der Strömung an der Vorderkante Richtig: D)
Erklärung: Das aerodynamische Zentrum ist der Angriffspunkt der Resultierenden der aerodynamischen Kräfte auf ein Profil. Es ist vom Druckpunkt (der sich bewegt) und vom Schwerpunkt zu unterscheiden.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_14) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_14) - A) bar, psi, Pa - B) bar, psi, a (Alpha) - C) Pa, psi, g - D) bar, Pa, m/sec² Richtig: A)
Erklärung: Drücke werden in bar, psi (Pfund pro Quadratzoll) und Pa (Pascal) ausgedrückt. g ist eine Beschleunigung, kein Druck. Alpha (a) ist keine Druckeinheit.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_15) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_15) - A) Des Flugzeugs relativ zum Boden - B) Des Flugzeugs relativ zur Luft, unter Berücksichtigung einer Korrektur für die Windkomponente und den Luftdruck - C) Die vom Fahrtmesser (ASI) abgelesen wird - D) Des Flugzeugs relativ zur umgebenden Luftmasse Richtig: D)
Erklärung: TAS (wahre Fluggeschwindigkeit) ist die Geschwindigkeit des Flugzeugs relativ zur umgebenden Luftmasse. Es ist die tatsächliche Geschwindigkeit durch die Luft, korrigiert für die atmosphärische Dichte.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_16) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_16) - A) Das Höhenleitwerk - B) Die Seitenflosse - C) Den Diederwinkel des Flügels - D) Die Vorflügel Richtig: B)
Erklärung: Die Gierstabilität wird durch die Seitenflosse (Senkrechtstabilisator/Seitenruder) bereitgestellt. Flügelpfeilung trägt zur Rollstabilität bei, nicht zur Gierstabilität.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_17) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_17)
] - A) Fowler-Klappe - B) Schlitzklappe (Slotted Flap) - C) Unterflächen-Klappe (Split Flap) - D) Wölbungsklappe (Plain Flap) Richtig: B)
Erklärung: Die gezeigte Klappe mit einem Schlitz, der sich vom Flügel erstreckt, ist eine Schlitzklappe. Der Schlitz leitet Luft von der Unterseite zur Oberseite und verzögert die Ablösung.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_18) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_18) - A) Bei einem abrupten Abfangen nach einem Sturzflug - B) In ruhiger Luft, im Gleitflug, bei der zulässigen Mindestgeschwindigkeit - C) Im geradeaus gehenden Steigflug bei hoher Geschwindigkeit, bei atmosphärischer Turbulenz - D) Im horizontalen Reiseflug, bei atmosphärischer Turbulenz Richtig: A)
Erklärung: Das Risiko eines Strömungsabrisses/-ablösung erscheint 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.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_19) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_19) - A) Der Dichte des Körpers - B) Der chemischen Zusammensetzung des Körpers - C) Der Masse des Körpers - D) Der Luftdichte Richtig: D)
Erklärung: Aerodynamischer Widerstand hängt insbesondere von der Luftdichte (rho) ab, da F_D = Cd × 0,5 × rho × v² × A gilt. Die Eigendichte, chemische Zusammensetzung und Masse des Körpers beeinflussen den aerodynamischen Widerstand nicht direkt.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_20) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_20)
] - A) A - B) H - C) M - D) K Richtig: B)
Erklärung: Die Profilsehne ist die gerade Linie, die die Vorderkante mit der Hinterkante verbindet. In der Abbildung wird sie durch H dargestellt.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_1) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_1) - A) Längsachse des Flugzeugs und Horizont - B) Längsachse des Flugzeugs und der allgemeinen Luftströmungsrichtung - C) Profilsehne und der allgemeinen Luftströmungsrichtung - D) Variiert je nach Pilotengewicht Richtig: C)
Erklärung: Der Anstellwinkel ist der Winkel zwischen der Profilsehne und der allgemeinen Luftströmungsrichtung (relativer Fahrtwind). Er steht nicht in Zusammenhang mit der Längsachse oder dem Horizont.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_2) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_2) - A) Seiner Form - B) Der Position seines Schwerpunkts - C) Seinem Gewicht - D) Seiner Dichte Richtig: A)
Erklärung: Bei gleicher Stirnfläche und gleicher Geschwindigkeit hängt der aerodynamische Widerstand von der Form des Körpers (Widerstandsbeiwert Cd) ab. Die Form bestimmt die aerodynamische Effizienz.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_3) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_3) - A) Vom Druckausgleich von der Oberseite zur Unterseite - B) Vom Druckausgleich von der Unterseite zur Oberseite - C) Von der Bildung des Winkels an der Flügel-Rumpf-Verbindung - D) Von der Geschwindigkeit Richtig: B)
Erklärung: Induzierter Widerstand entsteht durch Druckausgleich von der Unterseite (Überdruck) zur Oberseite (Unterdruck) an der Flügelspitze. Dies erzeugt Flügelspitzenwirbel und damit induzierten Widerstand.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_4) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_4) - A) 1013,25 hPa - B) 29,92 hPa - C) 1012,35 hPa - D) Hängt von der geografischen Breite ab Richtig: A)
Erklärung: Der ICAO-Standarddruck auf Meereshöhe beträgt 1013,25 hPa. (29,92 hPa wäre absurd - das sind 29,92 Zoll Quecksilbersäule, der gleiche Druck in inHg).
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_5) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_5)
] - A) G + J - B) A - C) H - D) B Richtig: B)
Erklärung: Die mittlere Wölbungslinie ist Linie B in der Abbildung, gleichweit von Unterseite und Oberseite entfernt.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_6) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_6) - A) Um ein Einrutschen in die Kurve nach innen zu verhindern - B) Um ein Herausrutschen aus der Kurve nach aussen zu verhindern - C) Um die Geschwindigkeit zu verringern und dadurch die Fliehkraft zu reduzieren - D) Um den Auftrieb zu erhöhen und dadurch die Fliehkraft auszugleichen Richtig: D)
Erklärung: Im koordinierten Kurvenflug ohne Höhenverlust erhöht ein Rückdruck am Höhenruder den Auftrieb, um die Fliehkraft auszugleichen (Lastvielfaches > 1).
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_7) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_7) - A) An der roten Radialmarkierung des Fahrtmessers (ASI) - B) Nach einer Leistungsreduzierung des Motors - C) Nur bei einem zu grossen Winkel gegenüber dem Horizont - D) Bei einem kritischen Anstellwinkel Richtig: D)
Erklärung: Ein Strömungsabriss tritt bei einem kritischen Anstellwinkel auf, unabhängig von Fluggeschwindigkeit oder Nasenfluglage.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_8) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_8) - A) Gleichzeitig - B) Bei einem bestimmten Anstellwinkel - C) Nur bei einer bestimmten Nasenfluglage relativ zum Horizont - D) Nur in Abhängigkeit von der Flughöhe Richtig: B)
Erklärung: Strömungsablösung tritt bei einem bestimmten Anstellwinkel (kritischer Überziehwinkel) auf, der spezifisch für das Profil ist. Sie steht nicht in Zusammenhang mit der Nasenfluglage relativ zum Horizont.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_9) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_9) - A) 100 m/sec² - B) 1013,5 hPa - C) 15° C/100 m - D) 9,81 m/sec² Richtig: D)
Erklärung: Die standardmäßige Erdbeschleunigung beträgt 9,81 m/s².
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_10) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_10) - A) Ohne jede Korrektur - B) Korrigiert um Positions- und Instrumentenfehler - C) Angepasst an die atmosphärische Dichte - D) Korrigiert um b) und c) Richtig: D)
Erklärung: Die IAS-Anzeige wird durch die Differenz zwischen statischem und Gesamtdruck bestimmt (dynamischer Druck = q = 1/2 * rho * v²).
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_11) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_11) - A) Änderung des Einstellwinkels - B) Verlagerung der Zuladung - C) Änderung des Anstellwinkels - D) Änderung der Position des aerodynamischen Zentrums Richtig: B)
Erklärung: Schwerpunktverlagerungen erfolgen durch Verlagerung der Zuladung (Ballast, Passagier, Gepäck). Die Änderung des Anstellwinkels oder des Einstellwinkels verschiebt den Schwerpunkt nicht.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_12) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_12)
] - A) Fowler-Klappe - B) Schlitzklappe (Slotted Flap) - C) Unterflächen-Klappe (Split Flap) - D) Wölbungsklappe (Plain Flap) Richtig: A)
Erklärung: Die gezeigte Klappe (Fowler) bewegt sich nach hinten und unten, vergrößert sowohl die Flügelfläche als auch die Wölbung. Sie ist der wirkungsvollste Klappentyp.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_13) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_13) - A) Das Symmetriezentrum - B) Der Staupunkt - C) Der Schwerpunkt - D) Das aerodynamische Zentrum Richtig: D)
Erklärung: Das aerodynamische Zentrum ist der Angriffspunkt der Resultierenden der aerodynamischen Kräfte an einem Profil. Es liegt im Allgemeinen beim Viertelsehnenpunkt.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_14) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_14) - A) 2.000 Meter - B) 20.000 Meter - C) 6.600 Meter - D) 2.000 ft Richtig: C)
Erklärung: Die Luftdichte beträgt auf ungefähr 6.600 m (ca. 18.000 ft) etwa die Hälfte ihres Wertes auf Meereshöhe.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_15) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_15) - A) Dem Gesamtdruck in einer Aneroidkapsel - B) Dem statischen Druck um eine Aneroidkapsel - C) Der Differenz zwischen statischem Druck und Gesamtdruck - D) Dem Wetterfahneneffekt an dem Ort, wo der Druck abnimmt Richtig: C)
Erklärung: Die IAS wird durch die Differenz zwischen statischem und Gesamtdruck (dynamischer Druck) bestimmt.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_16) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_16) - A) Die Wirkung des Höhenleitwerks - B) Drehungen um die Querachse - C) Pfeilung und Diederwinkel des Flügels - D) Die Verwendung von Vorflügeln an der Vorderkante Richtig: C)
Erklärung: Rollstabilität wird durch Flügelpfeilung und Diederwinkel beeinflusst. Der Diederwinkel erzeugt ein rollendes Rückstellmoment, ebenso wie die Pfeilung.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_17) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_17) - A) Ist nicht begrenzt - B) Ist nach oben durch die Manövergeschwindigkeit begrenzt - C) Ist nach unten durch die rote Radialmarkierung auf dem Fahrtmesser begrenzt - D) Ist im Flughandbuch (AFM) angegeben Richtig: D)
Erklärung: Der Geschwindigkeitsbereich für die Verwendung von Schlitzklappen ist im Flughandbuch (AFM) angegeben.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_18) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_18) - A) Die Streckung - B) Die geometrische Schränkung - C) Die Interferenzkompensation - D) Die aerodynamische Schränkung Richtig: B)
Erklärung: Geometrische Schränkung besteht aus einer Variation des Einstellwinkels desselben Profils, von der Wurzel (grösserer Winkel) bis zur Spitze (kleinerer Winkel). Dies bewirkt, dass die Wurzel zuerst abstreißt.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_19) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_19) - A) Linear mit zunehmender Höhe abnimmt - B) Exponentiell mit zunehmender Höhe abnimmt - C) In der Troposphäre abnimmt und dann in der Stratosphäre zunimmt - D) Konstant bleibt Richtig: B)
Erklärung: Der barometrische Druck nimmt exponentiell mit der Höhe ab (nicht linear). Dies folgt aus dem barometrischen Gesetz.
[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_20) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_20) - A) Die Luftmasse strömt mit einer niedrigeren Geschwindigkeit durch einen grösseren Querschnitt - B) Die Luftmasse strömt mit einer niedrigeren Geschwindigkeit durch einen kleineren Querschnitt - C) Die Luftmasse strömt mit einer höheren Geschwindigkeit durch einen grösseren Querschnitt - D) Die Geschwindigkeit der Luftmasse ändert sich nicht Richtig: A)
Erklärung: Vereinfachte Kontinuitätsgleichung: Bei inkompressibler Strömung strömt dieselbe Luftmasse durch jeden beliebigen Querschnitt. Wenn der Querschnitt grösser ist, ist die Geschwindigkeit geringer (A1v1 = A2v2).
