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72 # Grundlagen des Fliegens

Q1: Wie lässt sich der stationäre Gleitflug im Hinblick auf die wirkenden Kräfte am besten beschreiben? ^t80q1

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C)

Erklärung

Im stationären Gleitflug wirkt kein Schub, daher wirken nur zwei Kräfte: die Schwerkraft (Gewicht) und die gesamte aerodynamische Kraft (Vektorsumme aus Auftrieb und Widerstand). Damit sich der Segler im Gleichgewicht befindet, müssen diese beiden Kräfte gleich groß und entgegengesetzt gerichtet sein – die aerodynamische Resultierende gleicht also die Schwerkraft genau aus. Auftrieb und Widerstand sind lediglich Komponenten dieser einen aerodynamischen Resultierenden; weder der Auftrieb allein noch der Widerstand allein gleicht das Gewicht aus.

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C)

Erklärung

Das Ausfahren von Klappen erhöht die Flügelwölbung und damit den maximalen Auftriebsbeiwert (CLmax). Aus der Formel für die Überziehgeschwindigkeit Vs = sqrt(2W / (rho × S × CLmax)) folgt, dass ein höherer CL_max die Mindestfluggeschwindigkeit Vs direkt verringert. Dies ermöglicht langsameres Fliegen ohne Strömungsabriss, weshalb Klappen beim Anflug und bei der Landung eingesetzt werden. Die zulässige Höchstgeschwindigkeit nimmt mit ausgefahrenen Klappen typischerweise ab (nicht zu), da Klappenstrukturen nicht für hohen dynamischen Druck ausgelegt sind.

Begriffe

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Q3: Nachdem ein Flügel überziehen hat und die Nase abfällt – welche Technik ist korrekt, um einen Trudeleintritt zu verhindern? ^t80q3

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D)

Erklärung

Ein beginnender Trudeleintritt entsteht, wenn ein Flügel früher als der andere überziehen hat – der überziehende Flügel fällt ab und erzeugt ein Gier- und Rollmoment. Die korrekte Reaktion ist: Seitenruder entgegen der Gierrichtung bzw. entgegen dem abgefallenen Flügel geben, um die Drehung zu stoppen, und gleichzeitig den Höhenruderdruck lösen (oder drücken), um den Anstellwinkel unter den kritischen Wert zu reduzieren und die Strömungsanlage sowie den Auftrieb wiederherzustellen. Höhenruder ziehen *(A)* würde den Anstellwinkel erhöhen und den Strömungsabriss vertiefen; alleiniges Drücken *(C)* ohne Seitenruder stoppt das Giermoment nicht.

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D)

Erklärung

Die Querachse ist die Nickachse (Nase hoch/tief). Das Höhenleitwerk sorgt für die Längsstabilität (Nickstabilität): Es erzeugt ein rückstellendes Moment, wenn die Nase aus der Trimmstellung nach oben oder unten abweicht, da seine Auftriebskraft mit dem Anstellwinkel am Leitwerk variiert. Querruder steuern die Rollbewegung (Längsachse), das Seitenruder steuert das Gieren (Hochachse), und Klappen sind Hochauftriebshilfen, keine Stabilitätsflächen.

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A)

Erklärung

Das Überschreiten von VNE birgt die Gefahr des aeroelastischen Flatterns – einer selbstverstärkenden Schwingung der Steuer- oder Tragflächen, die das Tragwerk innerhalb von Sekunden zerstören kann. Die Flattereinsatzgeschwindigkeit liegt nahe VNE. Es kann zum strukturellen Versagen von Holmen, Anschlüssen oder Steuerflächen kommen. Die anderen Antwortmöglichkeiten beschreiben Effekte, die bei überhöhter Geschwindigkeit nicht eintreten: Der Gleitwinkel verbessert sich nicht, der Widerstand nimmt nicht ab, und der Fahrtmesser ist für alle normalen und außergewöhnlichen Geschwindigkeiten ausgelegt.

Begriffe

VNE = Höchstzulässige Geschwindigkeit

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B)

Erklärung

Eine rückwärtige Schwerpunktlage verringert den rückstellenden Hebelarm zwischen dem Schwerpunkt und dem Höhenleitwerk, was die Längsstabilität (Nickstabilität) vermindert. Im Extremfall kann das Flugzeug nickinstabil werden – der Pilot kann eine Nase-hoch-Divergenz möglicherweise nicht verhindern, insbesondere beim Windenstart oder in Turbulenzen. Die vordere Schwerpunktgrenze sichert ausreichende Nickstabilität; die hintere Grenze sichert ausreichende Steuerbarkeit. Eine rückwärtige Schwerpunktlage erhöht weder die Überziehgeschwindigkeit noch die Querruder-Wirksamkeit und macht das Flugzeug weniger, nicht mehr, stabil.

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Q7: Welchem Zweck dient das Seitenleitwerk (Seitenruderanlage)? ^t80q7

![](figures/AnatomysailplaneDE.png)

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D)

Erklärung

Das Seitenleitwerk (Seitenflosse + Seitenruder) sorgt für Gierstabilität und Giersteuerung. Die feststehende Flosse wirkt wie eine Wetterfahne und erzeugt ein rückstellendes Giermoment, wenn das Flugzeug versetzt. Das bewegliche Seitenruder ermöglicht dem Piloten, gezielte Giereingaben für koordiniertes Fliegen, Seitenwindkorrekturen oder die Trudelausleitung zu geben. Das Höhenleitwerk übernimmt die Nicksteuerung; die V-Form des Flügels die Rollstabilität; das Seitenleitwerk erzeugt keinen Auftrieb im konventionellen Sinne.

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Q8: In einer koordinierten Horizontalkurve bei 60° Querneigung beträgt das Lastvielfache ungefähr ^t80q8

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C)

Erklärung

In einer Horizontalkurve gilt: Lastvielfaches n = 1/cos(Querneigungswinkel). Bei 60° Querneigung: n = 1/cos(60°) = 1/0,5 = 2,0. Das bedeutet, dass das effektive Gewicht, das die Tragflächen tragen müssen, sich verdoppelt. Die Überziehgeschwindigkeit steigt um den Faktor √n = √2 ≈ 1,41, also um 41 %. Deshalb sind steile Kurven in geringer Höhe für Segler gefährlich – der Abstand zur Überziehgeschwindigkeit schrumpft drastisch.

Begriffe

n — Lastvielfaches (Verhältnis Auftrieb zu Gewicht: n = L/G)

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C)

Erklärung

Der induzierte Widerstand ist umgekehrt proportional zur Streckung (AR): D_induziert ∝ CL² / (π × AR × e). Ein längerer, schmalerer Flügel (hohe Streckung) erzeugt denselben Auftrieb mit schwächeren Randwirbeln und damit weniger induziertem Widerstand. Deshalb haben Segler sehr hohe Streckungen – das ist das primäre Konstruktionsmerkmal zur Maximierung der Gleitzahl und Flugleistung.

Begriffe

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A)

Erklärung

Ein nach unten ausgeschlagenes Trimmruder erzeugt eine aerodynamische Kraft nach oben an der Hinterkante des Höhenruders, die die Hinterkante des Höhenruders nach oben und seine Vorderkante nach unten drückt – dies schlägt das Höhenruder effektiv nach unten aus und erzeugt ein Nase-hoch-Nickmoment. Trimmruder wirken durch aerodynamische Kraft und entlasten den Piloten von anhaltenden Steuerkräften; ihr Ausschlag ist dem gewünschten Höhenruderausschlag entgegengesetzt.

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B)

Erklärung

Die Geschwindigkeitspolare des Seglers zeigt die vertikale Sinkrate (Vz, typischerweise in m/s) gegenüber der horizontalen Fluggeschwindigkeit (Vh). Sie ist das grundlegende Leistungsdiagramm für einen Segler: Sie zeigt das geringste Sinken (der tiefste Punkt der Kurve), die beste Gleitzahlgeschwindigkeit (gegeben durch die Tangente vom Ursprung) und die Streckenflugeschwindigkeiten zwischen Thermiken (McCready-Tangenten). Alle Überlandflug-Entscheidungen zur optimalen Fluggeschwindigkeit basieren auf dieser Kurve.

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Q12: Was passiert mit dem erforderlichen Anstellwinkel im Horizontalflug, wenn die Geschwindigkeit zunimmt? ^t80q12

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C)

Erklärung

Im Horizontalflug muss der Auftrieb dem Gewicht entsprechen (L = W). Da L = CL × 0,5 × ρ × V² × S, muss bei zunehmender Geschwindigkeit V der Auftriebsbeiwert CL abnehmen, damit der Auftrieb konstant bleibt. Ein niedrigerer CL entspricht einem kleineren Anstellwinkel. Daher erfordert schnelleres Fliegen einen kleineren Anstellwinkel, und langsameres Fliegen (in Richtung Überziehen) einen zunehmend größeren Anstellwinkel.

Begriffe

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Q13: Welche Funktion haben Flügelzäune (Grenzschichtzäune)? ^t80q13

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C)

Erklärung

Flügelzäune sind dünne senkrechte Platten auf der Flügeloberseite eines gepfeilten oder sich verjüngenden Flügels, die verhindern, dass die Grenzschicht spannenweise (nach außen zur Flügelspitze) abströmt. Ohne Zäune wandert die Grenzschicht aufgrund des Druckgradienten nach außen, verdickt sich an den Spitzen und fördert den Spitzenabriss. Zäune begrenzen die Grenzschicht auf ihren lokalen Bereich, verbessern das Spitzenabrissverhaltend und die Querruderwirksamkeit bei großen Anstellwinkeln.

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C)

Erklärung

Die beste Gleitzahl (maximales L/D) tritt bei der Geschwindigkeit auf, bei der der Gesamtwiderstand minimal ist. An diesem Punkt ist der induzierte Widerstand gleich dem Profilwiderstand – bei höherer Geschwindigkeit nimmt der Profilwiderstand stärker zu, als der induzierte Widerstand abnimmt, und bei niedrigerer Geschwindigkeit nimmt der induzierte Widerstand stärker zu, als der Profilwiderstand abnimmt. Für einen Segler ergibt diese Geschwindigkeit den flachsten Gleitwinkel und die größte Distanz pro Höhenmeter Verlust in ruhiger Luft.

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C)

Erklärung

Die V-Form des Flügels – der nach oben gerichtete V-Winkel der Flügel – ist das primäre Konstruktionsmerkmal für die Querstabilität (Rollstabilität). Wenn eine Böe oder Störung einen Flügel abfallen lässt, erhöht die V-Form-Geometrie den Anstellwinkel am unteren Flügel, erzeugt mehr Auftrieb und schafft ein rückstellendes Rollmoment in Richtung Normalfluglage. Das Seitenleitwerk sorgt für Richtungsstabilität; das Höhenleitwerk für Nickstabilität; und die Höhentrimmung stellt eine Nickbezugslage ein, keine Rollbezugslage.

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C)

Erklärung

Die IAS basiert auf dem dynamischen Druck (q = 0,5 × ρ × V²). In größerer Höhe ist die Luftdichte ρ geringer, daher entspricht eine bestimmte IAS einer höheren TAS. Die Beziehung lautet: TAS = IAS × √(ρ₀/ρ), wobei ρ₀ die Dichte in Meereshöhe ist. Für Segelflieger bedeutet dies, dass die Bodengeschwindigkeit bei derselben angezeigten Anfluggeschwindigkeit in der Höhe höher ist und der Landlauf länger sein wird.

Begriffe

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Q17: Was beschreibt der Begriff „Lastvielfaches"? ^t80q17

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B)

Erklärung

Das Lastvielfache (n) ist definiert als das Verhältnis des von den Tragflächen erzeugten Auftriebs zum Gewicht des Flugzeugs: n = L/W. Im geraden Horizontalflug gilt n = 1. In einer Kurve gilt n > 1, da für die Zentripetalkraft zusätzlicher Auftrieb benötigt wird. Beim senkrechten Abfangen kann n die Auslegungsgrenzen überschreiten. Die strukturelle Auslegung des Seglers ist für bestimmte Lastvielfach-Grenzen ausgelegt (typischerweise +5,3g / -2,65g für die Nutzungskategorie).

Begriffe

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Q18: Wie beeinflusst zunehmendes Flugzeuggewicht die beste Gleitzahl? ^t80q18

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C)

Erklärung

Das beste L/D-Verhältnis wird durch die aerodynamische Form des Flugzeugs bestimmt und ist unabhängig vom Gewicht. Zunehmendes Gewicht verschiebt die Geschwindigkeitspolare nach unten und rechts – die Geschwindigkeit für die beste Gleitzahl nimmt zu (man muss schneller fliegen), aber das maximale L/D-Verhältnis bleibt gleich. Deshalb verbessert der Wasserballast bei Seglern die Streckenfluggeschwindigkeit zwischen Thermiken, ohne den Gleitwinkel zu verändern – nur die Geschwindigkeit, bei der dieser Winkel erreicht wird, ändert sich.

Begriffe

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C)

Erklärung

Die Geschwindigkeit des geringsten Sinkens ist die Geschwindigkeit am tiefsten Punkt der Geschwindigkeitspolare. Jede Geschwindigkeitsänderung – schneller oder langsamer – von diesem Punkt erhöht die Sinkrate. Beschleunigung über die Geschwindigkeit des geringsten Sinkens hinaus erhöht den Profilwiderstand stärker als der induzierte Widerstand abnimmt, was zu einem höheren Gesamtwiderstand und damit zu einer größeren Sinkrate führt. Dies ist der Kompromiss beim Streckenflug: Schneller fliegen überwindet mehr Strecke, aber auf Kosten einer höheren Sinkrate.

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Q20: Welchen Effekt hat das Ausfahren von Bremsklappen (Spoilern) bei einem Segler? ^t80q20

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C)

Erklärung

Bremsklappen (Spoiler) stören die gleichmäßige Anströmung über der Flügeloberfläche, reduzieren das Druckgefälle und damit den Auftrieb. Gleichzeitig erzeugen die ausgefahrenen Spoilerplatten eine starke Zunahme des Widerstands. Dieser kombinierte Effekt steilt den Gleitpfad stark auf, was genau ihr Zweck ist – dem Piloten zu ermöglichen, den Anflugwinkel zu steuern und präzise zu landen. Ohne Bremsklappen würden Segler aufgrund ihrer hervorragenden Gleitzahl weite Strecken überfliegen.

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Q21: Bei welchem Flugzustand ist der induzierte Widerstand am größten? ^t80q21

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C)

Erklärung

Der induzierte Widerstand ist proportional zu CL², und CL ist bei Langsamflug mit großem Anstellwinkel am höchsten (wo der Flügel maximalen Auftrieb pro Einheit dynamischen Druck erzeugen muss). Im Sturzflug oder bei hoher Geschwindigkeit ist CL gering und der induzierte Widerstand minimal – der Profilwiderstand dominiert stattdessen. Bei der Geschwindigkeit der besten Gleitzahl ist der induzierte Widerstand gleich dem Profilwiderstand, aber nicht an seinem Maximum. Der Langsamflugbereich ist der Bereich, in dem der induzierte Widerstand den Gesamtwiderstand dominiert.

Begriffe

CL — Auftriebsbeiwert — dimensionsloser Kennwert des Auftriebs

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Q22: Was ist die primäre Funktion eines Höhenruder-Trimmruders? ^t80q22

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A)

Erklärung

Das Höhentrimmruder ermöglicht dem Piloten, die zur Beibehaltung einer bestimmten Nicklage im Stetigflug nötigen Steuerkräfte zu reduzieren oder zu eliminieren. Durch Auslenken des Trimmruders wird eine aerodynamische Kraft auf das Höhenruder aufgebracht, die dem natürlichen Scharniermoment entgegenwirkt und hands-off- oder kräftefreies Fliegen bei der getrimmten Geschwindigkeit ermöglicht. Dies reduziert die Pilotenermüdung auf langen Flügen und ermöglicht es dem Piloten, sich auf Navigation und Thermiknutzung zu konzentrieren.

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C)

Erklärung

In einer Kurve überschreitet das Lastvielfache n = 1/cos(Querneigungswinkel) den Wert 1, was bedeutet, dass die Flügel mehr Auftrieb als im Geradeausflug erzeugen müssen. Die Überziehgeschwindigkeit steigt um den Faktor √n. Bei 45° Querneigung steigt die Überziehgeschwindigkeit um 19 %, bei 60° Querneigung um 41 %. Dies ist ein kritischer Sicherheitsaspekt beim Kreisen in der Thermik in Bodennähe – je steiler die Querneigung, desto näher ist der Pilot an der erhöhten Überziehgeschwindigkeit.

Begriffe

n — Lastvielfaches (Verhältnis Auftrieb zu Gewicht: n = L/G)

Source

Q24: Was ist der Druckpunkt eines Tragflächenprofils? ^t80q24

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C)

Erklärung

Der Druckpunkt (CP) ist der Punkt auf der Profilsehne, an dem die aerodynamische Resultierende (Summe aller Druck- und Reibungskräfte) als angreifend betrachtet werden kann. Im Gegensatz zum aerodynamischen Mittelpunkt bewegt sich der CP mit dem Anstellwinkel – er wandert bei zunehmendem Anstellwinkel nach vorne und bei abnehmendem nach hinten. Diese Wanderung ist einer der Gründe, warum die Schwerpunktlage innerhalb der Grenzen bleiben muss: Wenn sich der CP zu weit vom Schwerpunkt entfernt, kann die Nicksteuerbarkeit beeinträchtigt werden.

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Q25: Bei welchem Flugzustand ist der Profilwiderstand am größten? ^t80q25

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D)

Erklärung

Der Profilwiderstand ist proportional zu V² (dynamischer Druck). Je schneller das Flugzeug fliegt, desto größer ist der Profilwiderstand. Bei VNE – der Höchstgeschwindigkeit – erreicht der Profilwiderstand seinen Höchstwert innerhalb des normalen Flugbereichs. Bei geringen Geschwindigkeiten nahe dem Überziehen ist der Profilwiderstand minimal, während der induzierte Widerstand dominiert. Der Profilwiderstand umfasst Formwiderstand, Reibungswiderstand und Interferenzwiderstand – alle wachsen mit dem Quadrat der Fluggeschwindigkeit.

Begriffe

VNE — Höchstzulässige Geschwindigkeit

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Q26: Was besagt das Bernoulli-Prinzip, angewendet auf ein Tragflächenprofil? ^t80q26

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B)

Erklärung

Das Bernoulli-Prinzip besagt, dass in einer stationären, inkompressiblen Strömung eine Zunahme der Strömungsgeschwindigkeit mit einer Abnahme des statischen Drucks einhergeht und umgekehrt. Angewendet auf ein Tragflächenprofil beschleunigt die Luft über die gewölbte Oberseite und erzeugt dort eine Zone niedrigeren Drucks im Vergleich zur Unterseite. Dieses Druckgefälle erzeugt den Auftrieb. Während das dritte Newtonsche Gesetz (Abwind) ebenfalls zum Auftrieb beiträgt, ist die Bernoulli-Druckverteilung der primäre Mechanismus beim konventionellen Unterschallflug.

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B)

Erklärung

Der Wendeschlag entsteht, weil das nach unten ausgeschlagene Querruder (an dem Flügel, der sich hebt) sowohl Auftrieb als auch induzierten Widerstand an diesem Flügel erhöht. Der zusätzliche Widerstand am sich hebenden Flügel zieht die Nase in Richtung des absinkenden Flügels – entgegen der beabsichtigten Kurvenrichtung. Deshalb ist der koordinierte Einsatz von Seitenruder zusammen mit dem Querruder wesentlich, und deshalb wurde der differentielle Querruderausschlag als konstruktive Lösung entwickelt.

Source

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B)

Erklärung

Der Bodeneffekt wird spürbar, wenn sich das Flugzeug innerhalb von etwa einer Flügelspannweite über der Oberfläche befindet. Der Boden schränkt die Entwicklung der Randwirbel physisch ein und verringert den induzierten Abwind, was Auftrieb effektiv erhöht und den induzierten Widerstand reduziert. Piloten erleben dies als Schwebeeffekt beim Ausrunden der Landung – der Segler will im Bodeneffekt weiterfliegen, was den beabsichtigten Aufsetzbunkt überfliegen kann, wenn dies nicht antizipiert wird.

Begriffe

AGL = Über Grund (Above Ground Level)

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B)

Erklärung

Die Schränkung ist ein bewusstes Konstruktionsmerkmal, bei dem der Einstellwinkel des Flügels von der Wurzel zur Spitze progressiv abnimmt (geometrische Schränkung) oder das Profil so geändert wird, dass an der Spitze weniger Auftrieb erzeugt wird (aerodynamische Schränkung). Dies stellt sicher, dass die Flügelwurzel vor der Spitze überziehen, was die Querruderwirksamkeit beim Überziehen erhält und das Überziehverhalten gutmütiger und beherrschbarer macht. Die Schränkung ist besonders wichtig bei Seglern mit langen Flügeln hoher Streckung.

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B)

Erklärung

Die Auftriebsformel lautet:

L = CL x ½ρv² x S

wobei CL der Auftriebsbeiwert, ρ die Luftdichte, v die Fluggeschwindigkeit und S die Flügelfläche ist. Im Bereich vor dem Überziehen steigt CL annähernd linear mit dem Anstellwinkel (α):

CL ≈ CL₀ + a x α

wobei a die Auftriebsanstiegskurve (typischerweise etwa 2π pro Radiant ≈ 0,11 pro Grad für ein dünnes Profil), CL₀ der CL bei Nullanstellwinkel und α der Anstellwinkel ist. Dieser lineare Zusammenhang setzt sich bis zum kritischen Anstellwinkel fort, an dem die Strömungsablösung CL auf sein Maximum (CL_max) bringt und dann steil abfällt — das Überziehen.

Begriffe

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C)

Erklärung

Das Ausfahren von Klappen erhöht den maximalen Auftriebsbeiwert des Flügels (CLmax), indem Wölbung und bei manchen Bauarten auch Flügelfläche vergrößert werden. Aus der Formel Vs = sqrt(2W / (ρ × S × CLmax)) folgt, dass ein höherer CL_max eine niedrigere Überziehgeschwindigkeit ergibt. Dies ermöglicht Anflug und Landung mit geringerer Geschwindigkeit und kürzerem Landlauf. Das Einfahren von Klappen hebt diesen Vorteil auf und erhöht die Überziehgeschwindigkeit auf den höheren Wert der Klappen-eingefahren-Konfiguration zurück.

Begriffe

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Q32: Welchem Zweck dient ein Laminarprofil? ^t80q32

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C)

Erklärung

Laminarprofile werden so ausgelegt, dass ihre maximale Dicke weiter hinten liegt als bei konventionellen Profilen, wodurch ein günstiger Druckgradient entsteht, der die Grenzschicht über einen größeren Teil der Profiltiefe laminar hält. Da laminare Grenzschichten weit weniger Reibungswiderstand erzeugen als turbulente, wird der Profilwiderstand insgesamt deutlich reduziert. Segler nutzen dies intensiv – saubere Laminarprofil-Flügel sind der Grund, warum moderne Segler Gleitzahlen von über 50:1 erreichen.

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C)

Erklärung

Die Luftdichte nimmt mit der Höhe ab, weil der Atmosphärendruck sinkt und sich die Luft ausdehnt. In der Standardatmosphäre beträgt die Dichte in 5.500 m Höhe etwa die Hälfte des Meerespiegelwerts. Geringere Dichte bedeutet geringeren dynamischen Druck bei einer gegebenen TAS, weshalb die Flugleistung (Auftrieb und Widerstand pro TAS-Einheit) in der Höhe abnimmt – das Flugzeug muss in TAS schneller fliegen, um dieselbe IAS und denselben Auftrieb aufrechtzuerhalten.

Begriffe

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Q34: Was ist der Unterschied zwischen statischer und dynamischer Stabilität? ^t80q34

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B)

Erklärung

Statische Stabilität beschreibt die unmittelbare Reaktion des Flugzeugs auf eine Störung – ob rückstellende Kräfte es in Richtung der ursprünglichen Gleichgewichtslage zurückdrängen. Dynamische Stabilität beschreibt, was im Laufe der Zeit geschieht: Wenn die resultierenden Schwingungen in ihrer Amplitude abnehmen und das Flugzeug schließlich in seine getrimmt Lage zurückkehrt, ist es dynamisch stabil. Ein Flugzeug kann statisch stabil, aber dynamisch instabil sein (Schwingungen wachsen an), was ein gefährlicher Zustand ist.

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C)

Erklärung

Turbulenzgeneratoren sind kleine Finnen, die aus der Flügeloberfläche herausragen und winzige Wirbel erzeugen, die Energie aus der Außenströmung in die langsamere Grenzschicht nahe der Oberfläche einmischen. Diese energetisierte Grenzschicht kann ungünstigen Druckgradienten besser widerstehen, verzögert die Strömungsablösung und verbessert die Steuerungswirksamkeit bei großen Anstellwinkeln. Sie erkaufen eine leichte Zunahme des Reibungswiderstands mit einer deutlichen Verzögerung des Strömungsabrisses und besserer Querruderwirksamkeit nahe dem Überziehen.

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C)

Erklärung

Der Pilot kann die Fluggeschwindigkeit V direkt ändern (durch Anpassen der Nicklage) und den Auftriebsbeiwert CL indirekt ändern (durch Ändern des Anstellwinkels oder durch Aus-/Einfahren von Klappen). Die Luftdichte ρ ändert sich mit Höhe und Temperatur, ist aber nicht direkt steuerbar. Die Flügelfläche S ist fest (außer bei seltenen Designs mit veränderbarer Geometrie oder Fowler-Klappen). Fluggeschwindigkeit und Anstellwinkel sind die primären Werkzeuge des Piloten zur Auftriebssteuerung.

Begriffe

CL = Auftriebsbeiwert

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Q37: In welche Richtung bewegt sich der Druckpunkt bei zunehmendem Anstellwinkel (vor dem Überziehen)? ^t80q37

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Antwort

C)

Erklärung

Bei zunehmendem Anstellwinkel im Bereich vor dem Überziehen verschiebt sich die Druckverteilung so, dass der Druckpunkt nach vorne entlang der Profilsehne wandert. Diese Vorwärtsbewegung des CP erzeugt ein Nase-hoch-Nickmoment, das vom Leitwerk ausgeglichen werden muss – einer der Hauptgründe, warum Flugzeuge ein Höhenleitwerk benötigen. Bei sehr kleinen (oder negativen) Anstellwinkeln bewegt sich der CP nach hinten. Diese CP-Wanderung ist der Grund, warum das Konzept des aerodynamischen Mittelpunkts nützlich ist: Das Moment um den aerodynamischen Mittelpunkt bleibt unabhängig vom Anstellwinkel konstant.

Source

Q38: Was bestimmt den kritischen Anstellwinkel, bei dem ein Flügel überziehen? ^t80q38

EN · FR

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D)

Erklärung

Der kritische Anstellwinkel ist eine inhärente Eigenschaft der geometrischen Form des Profils – es ist der Winkel, bei dem die Strömung nicht mehr an der Oberseite haften kann und ablöst, was das Überziehen verursacht. Er ändert sich nicht mit Gewicht, Höhe oder Geschwindigkeit. Was sich mit diesen Faktoren ändert, ist die Überziehgeschwindigkeit – die Geschwindigkeit, bei der der Flügel im Horizontalflug den kritischen Anstellwinkel erreicht. Die Profilgeometrie (Wölbung, Dicke, Nasenradius) bestimmt, wie gut die Strömung bei großen Anstellwinkeln der Oberseite folgt.

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A)

Erklärung

Der induzierte Widerstand nimmt im Horizontalflug monoton mit zunehmender Geschwindigkeit ab: D_induziert = 2W² / (rho × V² × S² × π × AR × e). Mit zunehmender V sinkt der induzierte Widerstand kontinuierlich – im normalen Flugbereich gibt es kein Minimum/Maximum. Der Profilwiderstand (nicht der induzierte Widerstand) hat die U-förmige Kurve, die in B/C beschrieben wird. Der Gesamtwiderstand hat ein Minimum bei der Geschwindigkeit, bei der induzierter Widerstand dem Profilwiderstand entspricht; der induzierte Widerstand selbst nimmt mit der Geschwindigkeit einfach ab.

Begriffe

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Q40: Welche Widerstandsarten bilden den Gesamtwiderstand? ^t80q40

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D)

Erklärung

Die standardmäßige aerodynamische Aufschlüsselung des Gesamtwiderstands lautet: Gesamtwiderstand = Induzierter Widerstand + Profilwiderstand (schädlicher Widerstand). Der induzierte Widerstand entsteht durch die Auftriebserzeugung (Randwirbel). Der Profilwiderstand ist der Sammelbegriff für alle nicht-auftriebsbezogenen Widerstände: Formwiderstand, Reibungswiderstand und Interferenzwiderstand. Die Optionen A und C nennen Unterkomponenten des Profilwiderstands, lassen aber den induzierten Widerstand aus oder kombinieren sie falsch.

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Antwort

C)

Erklärung

Wenn der kritische Anstellwinkel erreicht wird, beginnt die Strömung an der Oberseite abzulösen, beginnend an der Hinterkante und sich nach vorne ausbreitend. Sobald der kritische Anstellwinkel überschritten ist, bricht die saubere anliegende Strömung, die Auftrieb erzeugte, zusammen – CL fällt steil ab. Gleichzeitig erzeugt die abgelöste Strömung einen großen turbulenten Nachlauf mit sehr hohem Druckwiderstand, sodass CD stark ansteigt. Die Polare zeigt dies deutlich: Die Nase der Polaren biegt sich scharf, wenn der Überziehzustand erreicht wird, mit fallendem CL und steigendem CD.

Begriffe

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Q42: Um aus einem Strömungsabriss auszuleiten, ist es unbedingt notwendig, ^t80q42

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

Die Ausleitung aus dem Strömungsabriss erfordert die Reduzierung des Anstellwinkels unter den kritischen Wert, damit die Strömung sich wieder an der Oberseite anlegen und der Auftrieb wiederhergestellt werden kann. Der Pilot muss den Steuerknüppel nach vorne drücken, um den Anstellwinkel zu verringern, was dem Flugzeug auch ermöglicht zu beschleunigen (oder der Pilot gibt Schub, falls verfügbar). Das Erhöhen des Anstellwinkels (B, D) vertieft den Strömungsabriss. Das Reduzieren der Geschwindigkeit (D, A) verschlimmert den Zustand. Das Einleiten einer Kurve *(A)* erhöht das Lastvielfache, was die Überziehgeschwindigkeit anhebt – genau die falsche Eingabe.

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D)

Erklärung

Dies ist das charakteristische Merkmal des Überziehens: Der Auftrieb bricht zusammen, weil die Grenzschichtablösung das Druckgefälle zerstört, das ihn erzeugte, während der Widerstand aufgrund des grossen turbulenten abgelösten Nachlaufs drastisch ansteigt.

Die Auftriebs- und Widerstandsformeln zeigen warum:

L = CL x ½ρv² x S (Auftrieb = Auftriebsbeiwert x Staudruck x Flügelfläche)

D = CD x ½ρv² x S (Widerstand = Widerstandsbeiwert x Staudruck x Flügelfläche)

Beim Überziehen fällt CL steil ab (jenseits von CL_max auf der CL-Anstellwinkel-Kurve), daher sinkt der Auftrieb. Gleichzeitig steigt CD stark an aufgrund der massiven Strömungsablösung, daher nimmt der Widerstand zu. Diese Kombination (weniger Auftrieb, mehr Widerstand) macht den Strömungsabriss kritisch — das Flugzeug verliert Auftrieb und erfährt gleichzeitig hohen Widerstand, der die Geschwindigkeit weiter verringert.

Begriffe

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Q44: Der kritische Anstellwinkel ^t80q44

EN · FR

Antwort

B)

Erklärung

Der kritische (Überzieh-)Anstellwinkel ist eine feste aerodynamische Eigenschaft der Profilform – es ist der Anstellwinkel, bei dem die Strömungsablösung unabhängig von Fluggeschwindigkeit, Gewicht oder Höhe eintritt. 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 denselben Auftrieb zu erzeugen, überziehen aber immer noch beim gleichen kritischen Anstellwinkel. Die Schwerpunktlage beeinflusst Nickstabilität und Steuerwirksamkeit, ändert jedoch nicht den kritischen Anstellwinkel des Profils.

Begriffe

Source

Q45: Was führt zu einer niedrigeren Überziehgeschwindigkeit Vs (IAS)? ^t80q45

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

Aus Vs = sqrt(2W / (rho × S × CLmax)) folgt: Die Überziehgeschwindigkeit sinkt, wenn das Gewicht (W) abnimmt, da weniger Auftrieb für das Gleichgewicht benötigt wird. Geringere Dichte **(B)** erhöht die wahre Überziehgeschwindigkeit (TAS), aber die angezeigte Überziehgeschwindigkeit (IAS) bleibt annähernd konstant (da IAS auf dem dynamischen Druck q = 0,5 × rho × VTAS² = 0,5 × rho0 × VIAS² basiert). Höheres Lastvielfaches (A) erhöht das scheinbare Gewicht (n×W) und hebt damit die Überziehgeschwindigkeit an. Geringere Höhe bedeutet höhere Dichte, was die TAS-Überziehgeschwindigkeit leicht senkt, aber die IAS-Überziehgeschwindigkeit nicht wesentlich ändert.

Begriffe

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Q46: Welche Aussage über das Trudeln ist richtig? ^t80q46

EN · FR

Antwort

B)

Erklärung

Die Trudelausleitung (PARE: Motorleistung auf Leerlauf, Querruder neutral, Seitenruder entgegen der Trudelrichtung, Höhenruder drücken) erfordert das Halten der Querruder in Neutralstellung, da der Einsatz von Querrudern beim Trudeln die Drehung verschlimmern kann – das Einleiten eines Querruderausschlags in Trudelrichtung erhöht den Anstellwinkel des inneren Flügels (der möglicherweise schon überziehen ist) und kann das Trudeln vertiefen. Seitenruder entgegen der Trudelrichtung stoppt die Autorotation; Höhenruder drücken reduziert dann den Anstellwinkel, um beide Flügel aus dem Strömungsabriss zu lösen. Die Geschwindigkeit nimmt beim Trudeln nicht ständig zu – das Flugzeug erreicht ein stabilisiertes Trudeln mit relativ konstanter Geschwindigkeit und Drehrate.

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![](figures/BoundarylayerDE.svg)

Antwort

D)

Erklärung

Die Entwicklung der Grenzschicht folgt einer bestimmten Abfolge: Die Strömung teilt sich am Staupunkt, eine laminare Grenzschicht entwickelt sich vom Staupunkt rückwärts, dann wechselt die laminare Schicht am Transitionspunkt in eine turbulente Schicht, und schließlich löst sich die turbulente Schicht am Ablösepunkt von der Oberfläche ab. Die laminare Grenzschicht erstreckt sich daher von Staupunkt bis Transitionspunkt. Laminarprofile sind so ausgelegt, dass der Transitionspunkt möglichst weit hinten liegt, um den Reibungswiderstand zu minimieren.

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Q48: Welche Arten von Grenzschichten gibt es an einem Tragflächenprofil? ^t80q48

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![](figures/BoundarylayerDE.svg)

Antwort

C)

Erklärung

Die natürliche Abfolge der Grenzschichtentwicklung an einem Profil verläuft von laminar (nahe der Vorderkante, wo die Strömung geordnet ist und die Reynolds-Zahl niedrig ist) bis turbulent (weiter hinten, nach dem Übergang). Die umgekehrte Reihenfolge (zuerst turbulent, dann laminar) tritt nicht natürlich auf. Diese Anordnung mit laminar vorne und turbulent hinten ist der Grund, warum Designer die maximale Dicke von Laminarprofilen weiter hinten positionieren – um den günstigen Druckgradienten, der die laminare Strömung aufrechterhält, so weit wie möglich vor dem Übergang zu verlängern.

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Antwort

D)

Erklärung

Die turbulente Grenzschicht hat trotz höherem Reibungswiderstand als die laminare Schicht energiereicheres Durchmischen, das es ihr ermöglicht, bei ungünstigen Druckgradienten und bei größeren Anstellwinkeln an der Oberfläche haftend zu bleiben. Dies ist ihr entscheidender Vorteil: Sie widersteht der Strömungsablösung besser. Die laminare Grenzschicht ist tatsächlich dünner (C ist bezüglich der Dicke teilweise richtig) und hat geringeren Reibungswiderstand – löst sich aber leichter ab. Deshalb werden bei Seglern manchmal Turbulenzstreifen eingesetzt: um den Übergang zur turbulenten Strömung bewusst auszulösen und laminare Ablöseblasen zu verhindern.

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![](figures/AnatomysailplaneDE.png)

Antwort

B)

Erklärung

Die Querstabilität (Rollstabilität) – die Tendenz, nach einer Rollstörung in die Normalfluglage zurückzukehren – wird primär durch die V-Form des Flügels (der nach oben gerichtete Winkel der Flügel von der Horizontalen) bereitgestellt. Wenn eine Böe das Flugzeug rollt, sinkt der untere Flügel ab, sein Anstellwinkel nimmt zu (er trifft mehr Luftströmung), erzeugt mehr Auftrieb und schafft ein rückstellendes Rollmoment zurück in die Normalfluglage. Das Seitenleitwerk sorgt für Richtungsstabilität (Gieren); Querruder sind Rollsteuerungsflächen (keine Stabilitätsflächen), und das Höhenruder steuert das Nicken. Hochdecker erzielen ähnliche Querstabilität durch den Pendeleffekt des Rumpfes, der unterhalb der Flügel hängt.

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EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

Die Standarderdbeschleunigung an der Erdoberfläche beträgt 9,81 m/s² (ISA-Wert). Dieser Wert ist grundlegend in der Luftfahrt: Er wird zur Berechnung des Gewichts (W = m × g), des Lastvielfachen und in allen Leistungsgleichungen verwendet. 1013,25 hPa ist der Standardluftdruck auf Meereshöhe, und 15°C/100 m ist kein korrekter Temperaturgradient (der Standardtemperaturgradient beträgt 0,65°C/100 m).

Begriffe

Source

Q52: Beim Seitengleitflug ist die zulässige Klappenstellung ^t80q52

EN · FR

Antwort

D)

Erklärung

Die zulässige Klappenstellung beim Seitengleitflug ist immer im Flughandbuch (AFM/POH) des Luftfahrzeugs festgelegt. Bei manchen Segelflugzeugen ist das Ausfahren der Klappen im Seitengleitflug verboten, da die Kombination aus Klappen und ausgeschlagenem Seitenruder gefährliche aerodynamische Momente erzeugen oder strukturelle Grenzen überschreiten kann. Andere erlauben bestimmte Konfigurationen. Die einzig richtige Antwort ist daher, das AFM zu konsultieren.

Source

Q53: Ein Luftfahrzeug gilt als dynamisch stabil, wenn ^t80q53

EN · FR

Antwort

B)

Erklärung

Dynamische Stabilität beschreibt das Verhalten eines Luftfahrzeugs im Zeitverlauf nach einer Störung. Ein dynamisch stabiles Luftfahrzeug kehrt nach einer Störung automatisch in seinen ursprünglichen Gleichgewichtszustand (Trimmlage) zurück – die Schwingungen klingen dabei fortschreitend ab. Antwort A beschreibt eine sogenannte „neutrale oder konvergierende Stabilität hin zu einem neuen Gleichgewicht", was etwas anderes ist. Statische Stabilität (die unmittelbare Tendenz zur Rückkehr) ist eine notwendige, aber keine hinreichende Bedingung für dynamische Stabilität.

Source

Q54: Bei schwerer Turbulenz muss die Geschwindigkeit reduziert werden ^t80q54

EN · FR

Antwort

D)

Erklärung

Die Manövergeschwindigkeit VA (oder Turbulenzdurchfluggeschwindigkeit) ist die Höchstgeschwindigkeit, bei der volle Ruderausschläge oder schwere Windböen das strukturelle Grenzlastvielfache nicht überschreiten. Unterhalb von VA strömungsreißt der Flügel ab, bevor das strukturelle Grenzlastvielfache erreicht wird, und schützt damit die Struktur. Bei schwerer Turbulenz muss die Geschwindigkeit auf unter V_A reduziert werden, um Strukturschäden durch Böen-Dynamiklasten zu vermeiden.

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Q55: Der Temperaturgradient in der Troposphäre beträgt in der ICAO-Standardatmosphäre ^t80q55

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

In der ICAO-Standardatmosphäre (ISA) nimmt die Temperatur in der Troposphäre um 0,65°C je 100 m Höhenzunahme ab (gleichwertig: 2°C pro 1000 ft bzw. 6,5°C/1000 m). Antwort B (0,65°C/1000 ft) ist falsch, weil die Einheit falsch ist – das wäre ein viel zu kleiner Temperaturgradient. Antwort C ist die einzig richtige: 0,65°C pro 100 m Höhe.

Begriffe

Source

Q56: In welcher Höhe fällt der Atmosphärendruck auf etwa die Hälfte seines Meereshöhenwertes? ^t80q56

EN · FR

Antwort

A)

Erklärung

Der Atmosphärendruck nimmt mit der Höhe annähernd exponentiell ab. In der ICAO-Standardatmosphäre beträgt der Druck auf etwa 5.500 m Höhe (18.000 ft) ungefähr die Hälfte des Meereshöhendrucks (1013,25 hPa → ca. 506 hPa). Dieser Wert ist wichtig für die Höhenphysiologie (Sauerstoffbedarf) und für Dichtehöhenberechnungen.

Begriffe

ICAO = Internationale Zivilluftfahrtorganisation

Source

Q57: Die Dichtehöhe entspricht immer ^t80q57

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

Die Dichtehöhe ist die Höhe in der ISA-Standardatmosphäre, in der die Luftdichte der tatsächlichen Bedingung entsprechen würde. Sie wird aus der Druckhöhe (Höhenmesser auf 1013,25 hPa eingestellt) berechnet, korrigiert um die Temperaturabweichung von der ISA. Eine Temperatur über ISA ergibt eine Dichtehöhe über der Druckhöhe und mindert die Flugzeugleistung. Antwort A beschreibt die Druckhöhe, nicht die Dichtehöhe.

Begriffe

Source

Q58: Das vereinfachte Kontinuitätsgesetz der Strömungslehre besagt: In einem gegebenen Zeitraum bleibt eine strömende Luftmasse unabhängig von dem Querschnitt, durch den sie strömt, erhalten. Dies bedeutet, dass ^t80q58

EN · FR

Antwort

D)

Erklärung

Die Kontinuitätsgleichung besagt, dass für eine inkompressible Strömung der Volumenstrom Q = S × V entlang eines Stromfadens konstant ist. Wenn der Querschnitt S abnimmt, muss die Geschwindigkeit V proportional zunehmen, damit Q konstant bleibt. Dieses Prinzip erklärt zusammen mit dem Bernoulli-Theorem, warum Luft über die gewölbte Oberseite eines Tragflügels beschleunigt wird und dort ein Unterdruckgebiet entsteht, das Auftrieb erzeugt.

Begriffe

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Q59: Die aerodynamische Resultierende (Widerstand und Auftrieb) hängt von der Luftdichte ab. Wenn die Luftdichte abnimmt ^t80q59

EN · FR

Antwort

A)

Erklärung

Sowohl Auftrieb als auch Widerstand sind proportional zum dynamischen Druck q = 0,5 × ρ × V². Wenn die Luftdichte ρ abnimmt (in großer Höhe oder bei hohen Temperaturen), sinkt q bei gleicher Geschwindigkeit, was sowohl Auftrieb als auch Widerstand verringert. Daher verschlechtert sich die Flugleistung in großer Höhe oder bei starker Hitze: Das Flugzeug muss schneller fliegen (höhere TAS), um den gleichen Auftrieb zu erzeugen, während der aerodynamische Gesamtwiderstand bei konstanter angezeigter Fluggeschwindigkeit abnimmt.

Begriffe

Source

Q60: Wie nennt man den Punkt, um den sich das Nickmoment um die Querachse bei einer Änderung des Anstellwinkels nicht ändert? ^t80q60

EN · FR

Antwort

D)

Erklärung

Der Neutralpunkt (auf Flügelebene auch als aerodynamischer Mittelpunkt bezeichnet, für das gesamte Flugzeug jedoch „Neutralpunkt") 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 zwischen Schwerpunkt und Neutralpunkt bildet das statische Stabilitätsmaß. Hinweis: Bei einem isolierten Tragflügel entspricht dieser Punkt dem aerodynamischen Mittelpunkt (bei ca. 25 % der Profiltiefe); beim vollständigen Flugzeug berücksichtigt der Neutralpunkt den Beitrag des Höhenleitwerks.

Source

Q61: Der Winkel zwischen der Profilsehne und der Längsachse des Flugzeugs wird bezeichnet als ^t80q61

EN · FR

Antwort

D)

Erklärung

Der Einstellwinkel ist der bei der Konstruktion festgelegte, unveränderliche 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 Anströmrichtung (Relativwind) ist (und der sich im Flug je nach Fluglage und Geschwindigkeit ändert). Der Einstellwinkel wird vom Hersteller so gewählt, dass der Flügel im Reiseflug bei einer aerodynamisch günstigen Rumpflage den notwendigen Auftrieb erzeugt.

![](figures/t80_q90.png)

Die Profilsehne (A im Diagramm) ist die gerade Bezugslinie von Vorderkante zu Hinterkante. Der Einstellwinkel wird zwischen dieser Linie und der Rumpflängsachse gemessen.

Source

Q62: Was bezeichnet den Umschlagpunkt? ^t80q62

EN · FR

Antwort

D)

Erklärung

Der Umschlagpunkt ist genau die Stelle am Flügelprofil, an der die Grenzschicht vom laminaren Regime (geordnete Strömung in parallelen Schichten) in das turbulente Regime (ungeordnete Strömung mit seitlicher Durchmischung) übergeht. Dieser Übergang ist in Strömungsrichtung unumkehrbar: Der Wechsel erfolgt von laminar nach turbulent, nie umgekehrt. Die Lage des Umschlagpunkts hängt von der Reynoldszahl, dem Druckgradienten und der Oberflächenrauigkeit ab – ein günstiger Druckgradient (Beschleunigung) erhält laminare Strömung, während ein unvorteilhafter Gradient (Verzögerung) den Umschlag auslöst.

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Q63: Geometrische oder aerodynamische Schränkung des Flügels führt zu ^t80q63

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

Die Flügelschränkung (geometrisch oder aerodynamisch) variiert den Einstellwinkel bzw. die aerodynamischen Eigenschaften entlang der Spannweite, sodass der Strömungsabriss nicht gleichzeitig über den gesamten Flügel eintritt. Die Wurzel (größerer Einstellwinkel) erreicht zuerst den kritischen Anstellwinkel und reißt fortschreitend ab, während die äußeren Bereiche noch anliegend bleiben. Dieser fortschreitende (statt gleichzeitige) Strömungsabriss verbessert die Sicherheit beim Überziehen und erhält die Querruderwirksamkeit. Der Einfluss auf das negative Wendemoment *(A)* ist indirekt und marginal.

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Q64: Der Formwiderstand eines Körpers wird primär beeinflusst durch ^t80q64

EN · FR

Antwort

D)

Erklärung

Der Formwiderstand (Druckwiderstand) wird durch den Druckunterschied zwischen Vorder- und Rückseite eines Körpers verursacht, der durch Grenzschichtablösung und Wirbelbildung im Nachlauf entsteht. Je intensiver die Wirbelbildung (nicht stromlinienförmiger Körper, stumpfte Hinterkante), desto größer der Formwiderstand. Deshalb haben stromlinienförmige Tragflügelprofile einen viel geringeren Formwiderstand als eine flache Platte oder eine Kugel – ihre progressiv verjüngende Form ermöglicht es der Strömung, länger anzuliegen und den turbulenten Nachlauf zu verringern.

Source

Q65: Der aerodynamische Widerstand einer ebenen Scheibe in einer Luftströmung hängt insbesondere ab von ^t80q65

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

Der Widerstand einer ebenen Scheibe (nicht stromlinienförmiger Körper) ist Druckwiderstand: Er hängt primär von der senkrecht zur Anströmung exponierten Stirnfläche S und vom dynamischen Druck q = 0,5 × ρ × V² ab. Die Formel lautet W = CW × q × S. Die Materialfestigkeit, die Eigendichte oder das Gewicht der Scheibe beeinflussen den aerodynamischen Widerstand nicht – dieser ist ausschließlich eine Funktion von Form, Projektionsfläche und Strömungsbedingungen.

Begriffe

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Q66: Welche Tangente berührt die Polare am Punkt des geringsten Sinkens? ^t80q66

EN · FR

Geschwindigkeitspolare:

![](figures/t80_q66.png)

A = Tangente von einem Punkt oberhalb des Ursprungs auf der W-Achse (MacCready) → optimale Streckengeschwindigkeit zwischen Aufwinden B = Tangente vom Ursprung → beste Gleitzahl (bestes L/D-Verhältnis) C = Tangente von einem nach rechts verschobenen Punkt auf der V-Achse → bestes Gleiten bei Gegenwind D = horizontale Tangente am Scheitelpunkt der Polaren → Geschwindigkeit des geringsten Sinkens (Vmin sink)

Antwort

C)

Erklärung

Auf der Geschwindigkeitspolare (Sinken W als Funktion der Geschwindigkeit V) liegt das geringste Sinken am Scheitelpunkt der Kurve (am wenigsten negativer W-Wert). An diesem Punkt ist die Tangente an die Kurve horizontal — das ist Tangente (D) im Diagramm. Fliegen mit dieser Geschwindigkeit maximiert die Flugdauer und wird beim Kreisen in Aufwinden verwendet.

Die anderen Tangenten: (B) vom Ursprung ergibt die beste Gleitzahl (bester Gleitwinkel). (C) von einem verschobenen Punkt auf der V-Achse kompensiert Gegenwind. (A) von einem Punkt oberhalb des Ursprungs auf der W-Achse ist die MacCready-Tangente für die optimale Streckengeschwindigkeit zwischen Aufwinden.

Begriffe

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Q67: Der induzierte Widerstand nimmt zu ^t80q67

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

Der induzierte Widerstand ist proportional zu CL²: W_ind = CL² / (π × AR × e) × q × S. Mit zunehmendem Anstellwinkel steigt CL und damit CL², was den induzierten Widerstand erhöht. - Im Horizontalflug bei konstanter Geschwindigkeit entspricht ein zunehmender Anstellwinkel einer niedrigeren Geschwindigkeit, was den induzierten Widerstand weiter erhöht (W_ind ∝ 1/V²). Mit zunehmender Geschwindigkeit (D) nimmt CL im Horizontalflug ab und der induzierte Widerstand sinkt. - Der Parasitärwiderstand (A) variiert unabhängig vom induzierten Widerstand.

Begriffe

Source

Q68: Wie verändert sich die Mindestgeschwindigkeit eines Flugzeugs in einem horizontalen Kurvenflug mit 45° Querneigung im Vergleich zum Geradeausflug? ^t80q68

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

Im horizontalen Kurvenflug mit dem Querneigungswinkel φ beträgt das Lastvielfache n = 1/cos(φ). Bei 45° Querneigung gilt n = 1/cos(45°) = 1/0,707 ≈ 1,41. Die Überziehgeschwindigkeit im Kurvenflug berechnet sich zu Vs_Kurve = Vs × √n = Vs × √1,41 ≈ Vs × 1,19. Die Mindestgeschwindigkeit nimmt daher um etwa 19 % gegenüber dem Geradeausflug zu. Diese Erhöhung der Überziehgeschwindigkeit im Kurvenflug ist ein grundlegendes Sicherheitskonzept – enge Kurven in geringer Höhe (z. B. im Endanflug) sind besonders gefährlich, weil der Sicherheitsabstand über der Überziehgeschwindigkeit abnimmt.

Begriffe

Source

Q69: Negatives Wendemoment wird verursacht durch ^t80q69

EN · FR

Antwort

D)

Erklärung

Negatives Wendemoment entsteht durch die Widerstandsasymmetrie zwischen den beiden Querrudern beim Einleiten einer Kurve. Das Querruder, das nach oben geht (auf der angehobenen Flügelseite), erhöht den lokalen Anstellwinkel, erzeugt mehr Auftrieb, aber auch mehr induzierten Widerstand. Dieser zusätzliche Widerstand auf der angehobenen Seite erzeugt ein Giermoment zur angehobenen Seite hin – also entgegen der Kurvenrichtung (daher „negatives Wendemoment"). Differentiale Querruder und Störklappen sind technische Lösungen zur Minderung dieses Effekts.

Source

Q70: Die wahre Fluggeschwindigkeit (TAS) ist die vom Fahrtmesser angezeigte Geschwindigkeit ^t80q70

EN · FR

Antwort

D)

Erklärung

Die wahre Fluggeschwindigkeit (TAS) wird aus der angezeigten Fluggeschwindigkeit (IAS) durch zwei aufeinanderfolgende Korrekturen ermittelt: zunächst werden Positions- und Instrumentenfehler beseitigt (ergibt die kalibrierte Fluggeschwindigkeit, CAS), dann erfolgt die Dichtekorrektion (berücksichtigt den Unterschied zwischen tatsächlicher Luftdichte und der Normdichte auf Meereshöhe). TAS ist also die tatsächliche Geschwindigkeit des Flugzeugs durch die Luftmasse. In großer Höhe ist TAS deutlich höher als IAS, weil die Luftdichte geringer ist.

Begriffe

Source

Q71: Der zulässige Geschwindigkeitsbereich für Spaltklappenverwendung ist: ^t80q71

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

Der Geschwindigkeitsbereich für Spaltklappen ist im Flughandbuch (AFM) angegeben und normalerweise am Fahrtmesser (weißer oder hellgrüner Bogen) eingezeichnet. Er variiert je nach Segelflugzeugtyp.

Begriffe

VA = Manövergeschwindigkeit

Source

Q72: Flügelspitzenwirbel entstehen durch Druckausgleich von: ^t80q72

EN · FR

Antwort

A)

Erklärung

Flügelspitzenwirbel (induzierte Wirbel) entstehen durch den Druckausgleich von der Unterseite (Überdruck) zur Oberseite (Unterdruck) an der Flügelspitze. Dieses Phänomen erzeugt induzierten Widerstand.

Source

Q73: Der Anstellwinkel eines Tragflügelprofils ist immer der Winkel zwischen: ^t80q73

EN · FR

Antwort

A)

Erklärung

Der Anstellwinkel ist der Winkel zwischen der Profilsehne und der allgemeinen Luftströmungsrichtung (Richtung des Relativwindes). Er ist weder der Winkel zum Horizont noch zur Längsachse.

![](figures/t80_q90.png)

Die Profilsehne (A im Diagramm) ist die gerade Linie von der Vorderkante (C) zur Hinterkante. Der Anstellwinkel wird zwischen dieser Linie und der Anströmrichtung gemessen.

Source

Q74: In der Standardatmosphäre betragen Temperatur und Atmosphärendruck auf Meereshöhe: ^t80q74

EN · FR

Antwort

A)

Erklärung

Die Werte der ICAO-Standardatmosphäre auf Meereshöhe sind: - Temperatur: 15 °C (= 288,15 K = 59 °F) - Druck: 1013,25 hPa (= 1013,25 mbar = 29,92 inHg = 760 mmHg)

Option A stimmt mit beiden Werten überein.

Begriffe

Source

Q75: Die vereinfachte Kontinuitätsgleichung der Strömungslehre besagt: Zum gleichen Zeitpunkt strömt die gleiche Luftmasse durch verschiedene Querschnitte. Daher gilt: ^t80q75

EN · FR

![](figures/t80_q75.png)

Antwort

B)

Erklärung

Die mittlere Wölbungslinie ist die Linie, die den gleichen Abstand zur Unter- und Oberfläche aufweist. In der Abbildung wird sie durch die Linie B dargestellt.

Source

Q76: Warum ist in einer korrekt ausgeführten Kurve ohne Höhenverlust ein leichter Zug am Höhenruder notwendig? ^t80q76

EN · FR

Antwort

A)

Erklärung

In einer koordinierten Kurve ohne Höhenverlust ist Zug am Höhenruder erforderlich, um den Auftrieb zu erhöhen und die Fliehkraft auszugleichen (Lastvielfaches > 1). Der Auftrieb muss sowohl die Schwerkraft als auch die Fliehkraft kompensieren.

Source

Q77: Wenn die Stirnfläche einer Scheibe in einer Luftströmung verdreifacht wird, nimmt der Widerstand um das ... -fache zu: ^t80q77

![](figures/t80_q77.png)

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

Die Widerstandsgleichung lautet D = ½ × rho × V² × Cd × A, wobei A die Stirnfläche (Referenzfläche) ist. Der Widerstand ist direkt proportional zur Stirnfläche: wenn A verdreifacht wird, verdreifacht sich der Widerstand.

Begriffe

Source

Q78: Aerodynamische Flügelschränkung (Washout) ist eine Veränderung: ^t80q78

![](figures/t80_q78.png)

EN · FR

Antwort

B)

Erklärung

Es gibt zwei Arten der Flügelverwindung (Schränkung):

Die Frage bezieht sich speziell auf die „aerodynamische Flügelverwindung", also die Profiländerung (B). Beide Arten sollen bewirken, dass die Flügelwurzel vor der Spitze abreisst, um die Querruderwirksamkeit beim Strömungsabriss zu erhalten.

Begriffe

Source

Q79: Was ist der mittlere Wert der Erdbeschleunigung an der Erdoberfläche? ^t80q79

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

Die Standarderdbeschleunigung an der Erdoberfläche beträgt 9,81 m/s². Das ist der ISA-Wert, der in allen Leistungsberechnungen verwendet wird.

Begriffe

ISA = Internationale Standardatmosphäre

Source

Q80: Die am Fahrtmesser (ASI) angezeigte Geschwindigkeit ist ein Maß für: ^t80q80

EN · FR

Antwort

B)

Erklärung

Die Anzeige des Fahrtmessers basiert auf der Differenz zwischen statischem Druck und Gesamtdruck (dynamischer Druck). Der ASI misst diese Differenz über das Pitot-Rohr und die statische Öffnung.

Source

Q81: Höhenleitwerk und Seitenleitwerk dienen insbesondere dazu: ^t80q81

![](figures/AnatomysailplaneDE.png)

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

Höhenleitwerk und Seitenleitwerk dienen in erster Linie dazu, das Flugzeug im Flug zu stabilisieren (Längs- und Richtungsstabilität). Ohne sie wäre das Flugzeug instabil.

Source

Q82: Wenn Spaltklappen ausgefahren werden, tritt der Strömungsabriss: ^t80q82

EN · FR

Antwort

D)

Erklärung

Beim Ausfahren von Spaltklappen tritt der Strömungsabriss bei einer niedrigeren Geschwindigkeit auf, da Klappen den maximalen Auftriebsbeiwert (CA max) erhöhen. Die Überziehgeschwindigkeit sinkt.

Source

EN · FR

Antwort

B)

Erklärung

Der aerodynamische Mittelpunkt (bzw. Druckpunkt) ist der Angriffspunkt der resultierenden aller aerodynamischen Druckkräfte (Auftrieb + Widerstand) auf das Profil. Er liegt auf der Profilsehne, typischerweise nahe dem Viertelpunkt (~25 % der Profiltiefe von der Vorderkante).

Source

Q84: Drücke werden ausgedrückt in: ^t80q84

EN · FR

Antwort

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.

Source

Q85: TAS (True Air Speed) ist die Geschwindigkeit: ^t80q85

EN · FR

Antwort

B)

Erklärung

TAS (True Air Speed) ist die Geschwindigkeit des Flugzeugs gegenüber der umgebenden Luftmasse. Es ist die tatsächliche Geschwindigkeit durch die Luft, korrigiert um die atmosphärische Dichte.

Begriffe

TAS = Wahre Eigengeschwindigkeit (True Airspeed)

Source

Q86: Die Kursstabilität eines Flugzeugs wird gewährleistet durch: ^t80q86

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

Die Kursstabilität (Gierstabilität) wird durch die Seitenflosse (Seitenleitwerk/Seitenruder) gewährleistet. Die Flügelpfeilung trägt zur Rollstabilität bei, nicht zur Gierstabilität.

Source

Q87: Die unten abgebildete Hinterkantenklappe ist eine: ^t80q87

EN · FR

![](figures/t80_q87.png)

Antwort

C)

Erklärung

Die abgebildete Klappe, die sich mit einem Spalt vom Flügel erstreckt, ist eine Spaltklappe. Der Spalt leitet Luft von der Unter- zur Oberseite und verzögert die Ablösung.

Source

Q88: Das Risiko eines Strömungsabrisses am Flügel besteht hauptsächlich: ^t80q88

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

Das Risiko eines Strömungsabrisses tritt hauptsächlich beim abrupten Abfangen nach einem Sturzflug auf, da der Anstellwinkel sehr schnell ansteigt und den kritischen Winkel überschreiten kann, bevor der Pilot reagieren kann.

Source

Q89: Der Widerstand eines Körpers in einer Luftströmung hängt insbesondere ab von: ^t80q89

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

Der aerodynamische Widerstand hängt insbesondere von der Luftdichte (ρ) ab, da F_W = Cw × 0,5 × ρ × v² × A gilt. Die Eigendichte, chemische Zusammensetzung und Masse des Körpers beeinflussen den aerodynamischen Widerstand nicht direkt.

Source

Q90: In der unten abgebildeten Zeichnung ist die Profilsehne dargestellt durch: ^t80q90

EN · FR

![](figures/t80_q90.png)

Antwort

D)

Erklärung

Die Profilsehne ist die gerade Linie (Strichpunktlinie), die die Vorderkante mit der Hinterkante verbindet. In der Abbildung ist sie mit A beschriftet.

Die Abbildung zeigt zwei Linien durch das Profil — nicht verwechseln: - A (Strichpunktlinie, gerade) = Profilsehne — immer eine perfekt gerade Linie von Vorder- zu Hinterkante. - H (gestrichelt, leicht gekrümmt) = Skelettlinie (Wölbungslinie) — folgt dem Mittelpunkt zwischen Ober- und Unterseite. Bei einem gewölbten Profil verläuft sie oberhalb der Sehne.

Alle Bezeichnungen in der Abbildung: - A = Profilsehne - B = Nasenradius - C = Vorderkante (Nasenpunkt) - D = Lage der maximalen Dicke (Abstand von Vorderkante) - E = maximale Profildicke - G = Extrados (Oberseite) - H = Skelettlinie (Wölbungslinie) - J = Intrados (Unterseite) - K = maximale Wölbung (größter Abstand zwischen Skelettlinie und Sehne) - L = Profiltiefe (Gesamtlänge Vorderkante bis Hinterkante) - M = Lage der maximalen Wölbung (Abstand von Vorderkante)

Source

Q91: Der Anstellwinkel eines Tragflügelprofils wird immer gemessen zwischen: ^t80q91

EN · FR

Antwort

A)

Erklärung

Der Anstellwinkel (AoA) ist definiert als der Winkel zwischen der Profilsehne und der ungestörten relativen Luftströmungsrichtung, was A zur richtigen Antwort macht.

![](figures/t80_q90.png)

Die Profilsehne (A im Diagramm) ist die gerade Linie von der Vorderkante (C) zur Hinterkante. Der Anstellwinkel wird zwischen dieser Linie und der Anströmrichtung gemessen.

Begriffe

AoA = Anstellwinkel (Angle of Attack)

Source

Q92: Bei gleicher Stirnfläche und gleicher Luftströmungsgeschwindigkeit – was bestimmt den Widerstand eines Körpers? ^t80q92

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

Wenn Stirnfläche und Luftgeschwindigkeit konstant gehalten werden, ist die verbleibende Variable in der Widerstandsgleichung W = CW × 0,5 × rho × V² × S der Widerstandsbeiwert CW, der vollständig durch die Form des Körpers bestimmt wird. Eine stromlinienförmige Form erzeugt weit weniger Widerstand als eine stumpfe. Optionen A und B sind falsch, weil Gewicht und Materialdichte keine direkte aerodynamische Wirkung haben – Widerstand hängt von der äußeren Geometrie ab, nicht von der inneren Massenverteilung.

Begriffe

Source

Q93: Was ist der Ursprung des induzierten Widerstands an einem Flügel? ^t80q93

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

Induzierter Widerstand entsteht durch den Druckunterschied zwischen der Unterseite (Überdruck) und der Oberseite (Unterdruck) des Flügels. An den Flügelspitzen strömt Luft vom druckreichen Unterbereich um die Spitze herum zum druckarmen Oberbereich, bildet Abströmwirbel, die den Auftriebsvektor nach hinten kippen, und erzeugt so induzierten Widerstand.

Source

Q94: Wie hoch ist der Luftdruck in der ICAO-Standardatmosphäre auf Meereshöhe? ^t80q94

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

Die internationale ICAO-Standardatmosphäre definiert den Meereshöhendruck als genau 1013,25 hPa (Hektopascal).

Begriffe

Source

Q95: Welche Linie stellt in der Profilzeichnung die mittlere Wölbungslinie dar? ^t80q95

EN · FR

![](figures/t80_q95.png)

Antwort

B)

Erklärung

Die mittlere Wölbungslinie ist der geometrische Ort aller Punkte, die den gleichen Abstand zur Ober- und Unterseite des Tragflügelprofils haben, und stellt die Krümmung des Profils dar. In diesem Diagramm entspricht Linie B dieser gekrümmten Bezugslinie. Die Optionen A, C und D stellen andere Profileigenschaften wie die Profilsehne, die Dickenverteilung oder die Oberflächen dar, nicht die mittlere Wölbungslinie.

Source

EN · FR

Antwort

D)

Erklärung

In einem geneigten Kurvenflug bei konstanter Höhe übersteigt das Lastvielfache 1, da der Auftrieb sowohl das Gewicht des Flugzeugs ausgleichen als auch die Zentripetalkraft für den gekrümmten Flugweg aufbringen muss. Zug am Höhenruder erhöht den Anstellwinkel und damit den Gesamtauftrieb, um diese Anforderung zu erfüllen.

Source

Q97: Ein Flügelüberziehen tritt auf: ^t80q97

EN · FR

Antwort

B)

Erklärung

Ein Strömungsabriss tritt auf, wenn der Anstellwinkel des Flügels den kritischen Wert überschreitet (typischerweise ca. 15–18 Grad), was zur Strömungsablösung von der Oberseite und zum plötzlichen Auftriebsverlust führt. Dies ist ein grundlegendes aerodynamisches Prinzip, unabhängig von Geschwindigkeit oder Fluglage.

Begriffe

Source

Q98: Unter welcher Bedingung tritt die Strömungsablösung an einem Tragflügelprofil auf? ^t80q98

EN · FR

Antwort

D)

Erklärung

Die Strömungsablösung tritt auf, wenn der Anstellwinkel den kritischen Überziehwinkel erreicht, der eine feste aerodynamische Eigenschaft der Profilform ist.

Begriffe

AoA = Anstellwinkel (Angle of Attack)

Source

Q99: Was ist die mittlere Erdbeschleunigung an der Erdoberfläche? ^t80q99

EN · FR

Antwort

A)

Erklärung

Die Standarderdbeschleunigung auf Meereshöhe beträgt 9,81 m/s² und wird in der gesamten Luftfahrt für Gewichts-, Lastvielfachen- und Leistungsberechnungen verwendet.

Begriffe

ISA = Internationale Standardatmosphäre

Source

Q100: Die wahre Fluggeschwindigkeit (TAS) wird aus der Anzeige des Fahrtmessers (ASI) ermittelt durch: ^t80q100

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

TAS wird aus der ASI-Anzeige (IAS) durch zwei aufeinanderfolgende Korrekturen abgeleitet: Zunächst werden Positions- und Instrumentenfehler beseitigt, um die kalibrierte Fluggeschwindigkeit (CAS) zu erhalten, dann berücksichtigt eine Dichtekorrektion den Unterschied zwischen tatsächlicher Luftdichte und der ISA-Normdichte auf Meereshöhe.

Begriffe

Source

Q101: Eine Verlagerung des Schwerpunkts wird verursacht durch: ^t80q101

EN · FR

Antwort

B)

Erklärung

Der Schwerpunkt (SP) wird durch die Massenverteilung im Flugzeug bestimmt, daher kann ihn nur eine physische Massenverlagerung – wie das Verschieben von Ballast, Passagieren oder Gepäck – verändern.

Source

Q102: Das in der Abbildung dargestellte Hochauftriebselement ist eine: ^t80q102

EN · FR

![](figures/t80_q102.png)

Antwort

D)

Erklärung

Eine Fowler-Klappe bewegt sich nach hinten und unten und erhöht dabei gleichzeitig die Flügelfläche und die Wölbung, was sie zum wirksamsten Hinterkantenklappentyp macht. Die Abbildung zeigt diese charakteristische Rückwärtserstreckung. - Eine einfache Klappe (A) klappt lediglich nach unten, ohne sich nach hinten zu bewegen. - Eine Spreizklppe (B) lenkt nur die untere Flächenverkleidung aus. - Eine Spaltklappe (C) öffnet einen Spalt, erhöht aber die Flügelfläche nicht so signifikant wie die Fowler-Klappe.

Source

Q103: Die Resultierende aller aerodynamischen Kräfte an einem Tragflügelprofil greift an: ^t80q103

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

Der aerodynamische Mittelpunkt ist der Punkt am Profil, durch den die Resultierende aller aerodynamischen Druckkräfte (Auftrieb und Widerstand kombiniert) wirkt und um den der Nickmomentenbeiwert bei Änderungen des Anstellwinkels annähernd konstant bleibt; er liegt in der Nähe des Viertelpunkts der Profiltiefe.

Source

Q104: Bei welcher ungefähren Höhe ist die Luftdichte auf die Hälfte ihres Meereshöhenwertes abgesunken? ^t80q104

EN · FR

Antwort

D)

Erklärung

In der ICAO-Standardatmosphäre nimmt die Luftdichte annähernd exponentiell mit der Höhe ab und erreicht auf etwa 6.600 m (ca. 21.600 ft) die Hälfte ihres Meereshöhenwertes.

Begriffe

ICAO = Internationale Zivilluftfahrtorganisation

Source

Q105: Die Anzeige des Fahrtmessers (ASI) basiert auf einer Messung: ^t80q105

EN · FR

Antwort

B)

Erklärung

Der ASI misst den dynamischen Druck, d. h. die Differenz zwischen Gesamtdruck (Pitot-Druck) und statischem Druck: q = pgesamt - pstatisch = 0,5 × rho × V². Diese Differenzmessung zeigt direkt die Fluggeschwindigkeit an.

Begriffe

Source

Q106: Die Rollstabilität wird beeinflusst durch: ^t80q106

EN · FR

Antwort

D)

Erklärung

Die Rollstabilität (seitliche Stabilität) – die Tendenz, nach einer Störung wieder in die Horizontallage zurückzukehren – wird hauptsächlich durch den V-Winkel und die Flügelpfeilung gewährleistet, die beide rückstellende Rollmomente erzeugen, wenn das Flugzeug nach einem Rollausschlag seitwärts gleitet.

Source

Q107: Der Geschwindigkeitsbereich für den Betrieb von Spaltklappen: ^t80q107

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

Der zulässige Geschwindigkeitsbereich für den Klappenbetrieb variiert je nach Flugzeugtyp und ist immer im Flughandbuch (AFM) angegeben, üblicherweise auch am ASI als weißer Bogen eingezeichnet.

Begriffe

Source

Q108: Wenn der Einstellwinkel des Flügels an der Wurzel größer ist als an der Spitze, nennt man das: ^t80q108

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

Die geometrische Schränkung (Washout) ist eine in den Flügel eingebaute physische Verdrehung, sodass der Einstellwinkel von der Wurzel zur Spitze hin progressiv abnimmt. Dies stellt sicher, dass die Wurzel zuerst überströmt, was die Querruderwirksamkeit an den Spitzen erhält.

Source

Q109: Der Atmosphärendruck in der Erdatmosphäre hat die Eigenschaft: ^t80q109

EN · FR

Antwort

D)

Erklärung

Der Atmosphärendruck folgt einem annähernd exponentiellen Abfall mit der Höhe, wie durch die barometrische Höhenformel beschrieben. Jede gleiche Höhenzunahme verringert den Druck um den gleichen Prozentsatz, nicht um den gleichen absoluten Betrag.

Source

Q110: Die vereinfachte Kontinuitätsgleichung besagt, dass zum gleichen Zeitpunkt die gleiche Luftmasse durch verschiedene Querschnitte strömt. Daher gilt: ^t80q110

EN · FR

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B)

Erklärung

Die Kontinuitätsgleichung für inkompressible Strömung lautet A1 × V1 = A2 × V2 (Querschnittsfläche mal Geschwindigkeit ist konstant). Wenn der Querschnitt zunimmt, muss die Geschwindigkeit proportional abnehmen, um die gleiche Massenstromrate aufrechtzuerhalten.

Source

Q111: Was bezeichnet Punkt Nummer 4 in der Profilzeichnung? ^t80q111

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![](figures/t80_q111.png)

Antwort

B)

Erklärung

Punkt 4 im Grenzschichtdiagramm markiert den Ablösepunkt, wo sich die Grenzschicht aufgrund eines ungünstigen Druckgradienten von der Flügeloberseite ablöst und dahinter einen turbulenten Nachlauf bildet.

Source

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![](figures/t80_q112.png)

Antwort

C)

Erklärung

Punkt 1 im Grenzschichtdiagramm ist der Staupunkt an der Vorderkante, wo die einströmende Luftmasse in Ober- und Unterströmung aufgeteilt wird, die Geschwindigkeit null ist und der statische Druck sein Maximum erreicht.

Source

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![](figures/t80_q113.png)

Antwort

C)

Erklärung

Die Abbildung zeigt den V-Winkel des Flügels – den nach oben weisenden V-Winkel der Flügel gegenüber der Horizontalebene – der die seitliche (Roll-)Stabilität gewährleistet. Wenn ein Flügel in einem Seitengleitflug absinkt, erfährt der untere Flügel einen höheren effektiven Anstellwinkel, erzeugt mehr Auftrieb und bringt ein rückstellendes Rollmoment hervor.

Source

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Antwort

C)

Erklärung

Trotz des möglicherweise verwirrenden Namens bezeichnet Längsstabilität die Nickstabilität, also die Drehung um die Querachse (die Achse, die von Flügelspitze zu Flügelspitze verläuft). Sie beschreibt die Tendenz des Flugzeugs, in eine getrimte Nicklage zurückzukehren.

Source

Q115: Eine Drehung um die Hochachse wird bezeichnet als ^t80q115

EN · FR

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B)

Erklärung

Gieren ist die Drehung des Flugzeugs um die Hochachse (Normalenachse), bei der die Nase nach links oder rechts schwenkt. Es wird hauptsächlich durch das Seitenruder gesteuert.

Source

Q116: Eine Drehung um die Querachse wird bezeichnet als ^t80q116

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Antwort

D)

Erklärung

Nicken ist die Drehung des Flugzeugs um die Querachse (von Flügelspitze zu Flügelspitze), was zu einer Nase-hoch- oder Nase-runter-Bewegung führt, die durch das Höhenruder gesteuert wird.

Source

Q117: Das Höhenruder bewirkt, dass sich das Flugzeug um die... dreht ^t80q117

![](figures/AnatomysailplaneDE.png)

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B)

Erklärung

Das Höhenruder steuert das Nicken, also die Drehung um die Querachse (von Flügelspitze zu Flügelspitze). Durch das Auslenken des Höhenruders verändert der Pilot die aerodynamische Kraft am Leitwerk und erzeugt ein Nickmoment, das die Nase hebt oder senkt.

Source

Q118: Was ist bezüglich der Schwerpunktlage zu beachten? ^t80q118

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C)

Erklärung

Die Schwerpunktlage wird allein durch die Massenverteilung im Flugzeug bestimmt – nur eine korrekte Beladung von Insassen, Gepäck und Ballast innerhalb der zugelassenen Grenzen gewährleistet einen sicheren Schwerpunkt.

Source

![](figures/AnatomysailplaneDE.png)

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Antwort

D)

Erklärung

Differentiale Querruderausschläge bedeuten, dass das nach unten ausgelenkte Querruder weniger ausschlägt als das nach oben ausgelenkte, was den zusätzlichen induzierten Widerstand am absinkenden Flügel verringert und damit das negative Wendemoment minimiert – das unerwünschte Giermoment entgegen der beabsichtigten Rollrichtung.

Source

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Antwort

B)

Erklärung

Ein aerodynamischer Ruderausgleich (z. B. Hornausgleich oder zurückversetztes Rudergelenk) positioniert einen Teil der Steuerfläche vor der Scharnierlinie, sodass der aerodynamische Druck die Piloteneingabe teilweise unterstützt und die zum Auslenken des Ruders erforderliche Kraft reduziert.

Source

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C)

Erklärung

Der statische Massenausgleich platziert Ausgleichsgewichte vor der Scharnierlinie, um den Massenschwerpunkt der Steuerfläche auf oder vor die Scharnierlinie zu verlagern. Dies verhindert Flattern – eine gefährliche selbsterregte aeroelastische Schwingung, die bei Geschwindigkeit die Steuerfläche und die Flugzeugstruktur zerstören kann.

Source

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C)

Erklärung

Ein nach oben ausgelenktes Trimmruder erzeugt eine aerodynamische Abwärtskraft an der Hinterkante des Höhenruders, die die Vorderkante des Höhenruders nach oben drückt und ein Nase-runter-Nickmoment erzeugt. Die Trimmungsanzeige zeigt daher eine Nase-runter-Stellung.

Begriffe

D — Widerstand

Source

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![](figures/t80_q123.png)

Antwort

D)

Erklärung

Punkt 1 im Polardiagramm liegt im Bereich des negativen Auftriebsbeiwerts und stellt den Rückenflug dar, bei dem das Flugzeug auf dem Rücken fliegt und der Flügel einen nach unten gerichteten Auftrieb relativ zu seiner normalen Ausrichtung erzeugt. Die Optionen A, B und C entsprechen alle positiven (aufrechten) Bereichen der Polarkurve – Langsamflug liegt nahe dem maximalen CA, Überziehen liegt bei CA_max, und das beste Gleitverhältnis liegt am Tangentenberührungspunkt vom Ursprung.

Source

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Antwort

B)

Erklärung

In einer koordinierten Kurvenneigung muss der Auftriebsvektor sowohl das Gewicht tragen als auch die Zentripetalkraft liefern, sodass das Lastvielfache n = 1/cos(Querneigungswinkel) immer größer als 1 ist. Die Überziehgeschwindigkeit erhöht sich um den Faktor √n, da mehr Auftrieb benötigt wird und daher eine höhere Geschwindigkeit erforderlich ist, um das Überziehen zu vermeiden. Die Optionen A und C sind falsch, weil n in einem horizontalen Kurvenflug immer über 1 liegt.

Begriffe

Source

Q125: Der Druckausgleich zwischen der Flügeloberseite und -unterseite führt zu ^t80q125

EN · FR

Antwort

D)

Erklärung

Der Druckunterschied zwischen der Unterseite (Überdruck) und der Oberseite (Unterdruck) des Flügels bewirkt, dass Luft um die Flügelspitzen strömt und Abströmwirbel bildet. Diese Wirbel erzeugen Abwindkomponenten, die den Auftriebsvektor nach hinten kippen und induzierten Widerstand erzeugen.

Source

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Antwort

D)

Erklärung

Im stationären Gleitflug bei gleicher Masse muss der Auftrieb stets dem Gewicht entsprechen, unabhängig von der Profildicke, sodass der Auftrieb gleich bleibt. Ein dickeres Profil erzeugt jedoch aufgrund seines größeren Querschnitts und stärkerer ungünstiger Druckgradienten mehr Formwiderstand (Druckwiderstand). Die Optionen A und C sind falsch, weil ein dickeres Profil mehr, nicht weniger, Widerstand erzeugt.

Source

EN · FR

Antwort

D)

Erklärung

Eine Profil-Polare (Lilienthal-Polare) trägt den Auftriebsbeiwert (cA oder CL) gegen den Widerstandsbeiwert (cW oder CD) bei verschiedenen Anstellwinkeln auf und zeigt, wie sich die aerodynamische Effizienz im Betriebsbereich ändert.

Begriffe

Source

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Antwort

C)

Erklärung

Jeder Körper in einer strömenden Luft erfährt stets Widerstand durch viskose Reibung und Druckkräfte, die der Bewegung entgegenwirken – das ist in einem realen Fluid unvermeidlich. Auftrieb erfordert jedoch eine spezifische aerodynamische Formgebung oder Ausrichtung.

Source

Q129: Was bezeichnet Nummer 3 in der Abbildung? ^t80q129

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![](figures/t80_q129.png)

Antwort

C)

Erklärung

In der Profilzeichnung bezeichnet Nummer 3 die Wölbungslinie (mittlere Wölbungslinie), das ist die gekrümmte Linie, die den gleichen Abstand zur Ober- und Unterseite des Tragflügelprofils aufweist. Die Optionen A und B beziehen sich beide auf die gerade Bezugslinie von der Vorder- zur Hinterkante, die ein anderes Merkmal darstellt.

Source

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Antwort

C)

Erklärung

Differentiale Querruderausschläge reduzieren das negative Wendemoment, indem das nach unten ausgelenkte Querruder weniger ausschlägt als das nach oben ausgelenkte, wodurch der zusätzliche induzierte Widerstand am absinkenden Flügel verringert wird, der bewirkt, dass die Nase entgegen der beabsichtigten Kurvenrichtung giert.

Source

EN · FR

Antwort

D)

Erklärung

Die Flächenbelastung ist definiert als Gesamtgewicht des Flugzeugs dividiert durch die Flügelreferenzfläche, ausgedrückt in Einheiten wie N/m² oder kg/m². Sie bestimmt die Überziehgeschwindigkeit, die Böenempfindlichkeit und die allgemeinen Flugeigenschaften.

Source

EN · FR

![](figures/t80_q132.png)

Antwort

D)

Erklärung

Punkt 5 im Polardiagramm entspricht dem Langsamflug – einem Zustand mit hohem Anstellwinkel und niedriger Geschwindigkeit auf dem positiven Teil der Polaren, bevor der Überziehpunkt erreicht wird.

Begriffe

CL = Auftriebsbeiwert

Source

![](figures/AnatomysailplaneDE.png)

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Antwort

C)

Erklärung

Bremsklappen (Störklappen/Tauchbremsen) dienen dazu, den Gleitwinkel zu versteilen, indem sie den Widerstand erheblich erhöhen und gleichzeitig die Oberflächenströmung stören, was den Auftrieb verringert.

Source

Q134: Welche Kombination von Maßnahmen kann die Gleitzahl eines Segelflugzeugs verbessern? ^t80q134

EN · FR

Antwort

D)

Erklärung

Das Gleitzahlverhältnis (L/D) wird maximiert, indem der Gesamtwiderstand minimiert und mit optimaler Geschwindigkeit geflogen wird. Saubere Oberflächen reduzieren den Reibungswiderstand, das Abkleben von Spalten verhindert Leckagewiderstand, einziehbares Fahrwerk eliminiert eine wichtige Quelle von Parasitärwiderstand, und das Beibehalten der besten Gleitgeschwindigkeit hält das Flugzeug beim optimalen L/D-Verhältnis.

Begriffe

Source

EN · FR

Antwort

B)

Erklärung

Beim Trudeln ist der innere (untere) Flügel tief überstreicht, während der äußere Flügel noch etwas Auftrieb erzeugen kann, was eine Autorotation bei annähernd konstanter, relativ niedriger Fluggeschwindigkeit ergibt. Beim Spiralabsturz ist keiner der Flügel überstreicht, und das Flugzeug sinkt mit zunehmend steiler Querneigung bei rasch zunehmender Fluggeschwindigkeit.

Source

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

Die längs (vor-hinter) Lage des Schwerpunkts bestimmt direkt die Nickstabilität, also die Stabilität um die Querachse. Der Schwerpunkt muss vor dem Neutralpunkt liegen, damit eine positive Nickstabilität besteht; je weiter vorne, desto statisch stabiler, aber desto höher auch die Höhenruderkräfte.

Source

Q137: Welches Strukturelement gewährleistet die Richtungsstabilität? ^t80q137

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

Die Seitenflosse wirkt wie eine Wetterfahne und erzeugt ein rückstellendes Giermoment, wenn das Flugzeug seitwärts gleitet, und gewährleistet so die Richtungsstabilität (Gierstabilität) um die Hochachse. Eine größere Flosse bietet mehr Stabilität.

Source

EN · FR

Antwort

D)

Erklärung

Im Steigflug bei gleicher Motorleistung fliegt das Flugzeug langsamer, weil mehr Energie in den Höhengewinn fließt, was einen höheren Anstellwinkel erfordert, um ausreichend Auftrieb zu erzeugen. Daher ist der Anstellwinkel im Horizontalflug kleiner als im Steigflug.

Source

EN · FR

Antwort

A)

Erklärung

Das Höhenleitwerk (Stabilisator und Höhenruder) gewährleistet die Längsstabilität (Nickstabilität), also die Stabilität um die Querachse. Es erzeugt rückstellende Momente, wenn die Nicklage des Flugzeugs gestört wird.

Source

Q140: Was passiert, wenn das Seitenruder nach links ausgelenkt wird? ^t80q140

![](figures/AnatomysailplaneDE.png)

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Antwort

D)

Erklärung

Wenn das Seitenruder nach links ausgelenkt wird, erzeugt es eine seitliche aerodynamische Kraft am Leitwerk, die das Heck nach rechts drückt und die Nase um die Hochachse nach links gieren lässt. Die Optionen A und C sind falsch, weil Nicken eine Nase-hoch/Nase-runter-Bewegung ist, die durch das Höhenruder gesteuert wird, nicht durch das Seitenruder.

Source

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

Differentiale Querruderausschläge geben dem nach unten ausgelenkten Querruder weniger Ausschlag als dem nach oben ausgelenkten, was die Widerstandsasymmetrie zwischen den beiden Flügeln bei einer Rollbewegung verringert und damit das negative Wendemoment minimiert.

Source

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

In einer geneigten Kurve bei konstanter Höhe muss der geneigte Auftriebsvektor so groß sein, dass seine vertikale Komponente noch dem Gewicht entspricht, während seine horizontale Komponente die Zentripetalkraft für den gekrümmten Flugweg liefert. Das bedeutet, der Gesamtauftrieb muss den Wert im Geradeausflug übersteigen, wobei das Lastvielfache n = 1/cos(Querneigungswinkel) gilt.

Begriffe

Source

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

Ein einziehbares Triebwerk und ein einziehbarer Propeller können vollständig im Rumpf verstaut werden, wenn sie nicht in Betrieb sind, und eliminieren so den Parasitärwiderstand des Antriebssatzes und des Propellers während des Segelflugbetriebs vollständig. Die Optionen A, B und D beinhalten alle fest eingebaute (nicht einziehbare) Installationen, die kontinuierlich Widerstand erzeugen, auch wenn das Triebwerk abgestellt ist, weil Propeller und Triebwerksverkleidung dem Luftstrom ausgesetzt bleiben.

Begriffe

TMG = Reisemotorsegler

Source

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

Negatives Wendemoment tritt auf, weil das nach unten ausgelenkte Querruder, das den lokalen Auftrieb am angehobenen Flügel erhöht, auch den induzierten Widerstand an diesem Flügel erhöht. Dieser zusätzliche Widerstand an dem Flügel, der sich anhebt, giert die Nase dorthin – entgegen der beabsichtigten Kurvenrichtung.

Begriffe

D — Widerstand

Source

EN · FR

Antwort

A)

Erklärung

Beim Fliegen innerhalb von etwa einer Flügelspannweite über dem Boden begrenzt die Bodenoberfläche die volle Ausbildung von Flügelspitzenwirbelschleppen und verringert den Abwindeffekt. Dies erhöht effektiv den lokalen Anstellwinkel (mehr Auftrieb) und reduziert gleichzeitig den induzierten Widerstand. Piloten erleben den Bodeneffekt als ein Schweben beim Aufsetzen des Landeflaps.

Source

![](figures/AnatomysailplaneDE.png)

EN · FR

Antwort

D)

Erklärung

Das Seitenruder steuert das Gieren, also die Drehung um die Hochachse, bei der die Nase nach links oder rechts schwenkt.

Source

Q147: Welcher der folgenden Faktoren bewirkt eine Zunahme des Lastvielfachen im Reiseflug? ^t80q147

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

Eine aufwärts gerichtete Böe erhöht schlagartig den Anstellwinkel des Flügels und erzeugt vorübergehend einen Auftrieb, der das Gewicht des Flugzeugs übersteigt. Dieser zusätzliche Auftrieb entspricht einem Lastvielfachen größer als 1 und belastet die Struktur.

Source

Q148: Auf dem Weg zum nächsten Aufwind zeigt der Variometer 3 m/s Sinken. Sie erwarten eine mittlere Steigrate von 2 m/s im Aufwind. Wie sollten Sie den MacCready-Ring einstellen? ^t80q148

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

Der MacCready-Ring wird immer auf die erwartete Steigrate im nächsten Aufwind eingestellt (hier 2 m/s), und die empfohlene Streckenfluggeschwindigkeit zwischen Aufwinden wird dann an der Variometerzeiger-Position abgelesen, die die aktuelle Sinkrate (3 m/s) anzeigt.

Source

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

Im Anflug und bei der Landung würde das Umschalten der Wölbungsklappe von positiv (erhöhte Wölbung, höherer Auftrieb) auf negativ (reduzierte oder umgekehrte Wölbung) einen plötzlichen und dramatischen Auftriebseinbruch in geringer Höhe verursachen, was zu einem gefährlichen Absinken oder Bodenkontakt führen könnte.

Source

EN · FR

![](figures/t80_q150.png)

Antwort

D)

Erklärung

Punkt 3 im Grenzschichtdiagramm ist der Umschlagpunkt, an dem die Grenzschicht von der glatten laminaren Strömung in die turbulente Strömung übergeht. Die Lage dieses Übergangs hängt von der Reynoldszahl, der Oberflächenrauigkeit und dem Druckgradienten ab.

Source

EN · FR

![](figures/t80_q151.png)

Antwort

C) #### Erklärung

Die Nummer 2 in der Abbildung bezeichnet die Profilsehne – die gerade Bezugslinie, die Vorderkante und Hinterkante des Tragflügelprofils verbindet. Sie ist die Basislinie, von der aus Anstellwinkel und Wölbung gemessen werden.

Source

Q152: Der Winkel (alpha) in der Abbildung wird bezeichnet als ^t80q152

EN · FR

![](figures/t80_q152.png)

Antwort

C) #### Erklärung

Der Winkel alpha zwischen der Profilsehne und der Richtung der anströmenden Luft ist der Anstellwinkel – die primäre aerodynamische Größe, die den Auftriebsbeiwert und das Überziehverhalten bestimmt.

Source

![](figures/AnatomysailplaneDE.png)

EN · FR

Antwort

A) #### Erklärung

Wenn das rechte Querruder nach oben ausschlägt (verringert den Auftrieb am rechten Flügel) und das linke Querruder nach unten ausschlägt (erhöht den Auftrieb am linken Flügel), rollt das Luftfahrzeug nach rechts. Gleichzeitig erzeugt das nach unten ausgeschlagene linke Querruder mehr induzierten Widerstand am linken Flügel, was ein ungünstiges Gieren bewirkt – die Nase schwenkt nach links, entgegen der beabsichtigten Rollrichtung. Die Optionen C und D identifizieren fälschlicherweise ein Rollen nach links.

Source

Q154: Was muss beim Fliegen eines Segelflugzeugs mit Wasserballast beachtet werden? ^t80q154

EN · FR

Antwort

D) #### Erklärung

Wasserballast muss über dem Gefrierpunkt gehalten werden (d. h. das Luftfahrzeug sollte unterhalb der Gefrierhöhe bleiben), damit das Wasser in den Flügeltanks nicht gefriert – was Ablassventile blockieren, unvorhersehbare Schwerpunktverlagerungen verursachen und die Flügelstruktur beschädigen könnte.

Begriffe

Source

EN · FR

Antwort

D) #### Erklärung

Statische Stabilität bedeutet, dass das Luftfahrzeug nach einer Störung aus dem Gleichgewicht durch innewohnende aerodynamische Kräfte automatisch zur ursprünglichen Lage zurückstrebt – ohne Piloteneingriff.

Source

EN · FR

Antwort

A) #### Erklärung

Wasserballast erhöht das Gesamtgewicht des Luftfahrzeugs. Das beste L/D-Verhältnis (und damit der beste Gleitwinkel) ist eine aerodynamische Eigenschaft der Form des Luftfahrzeugs und ändert sich nicht mit dem Gewicht. Die Geschwindigkeit, bei der dieses optimale L/D erreicht wird, steigt jedoch, da ein höherer Staudruck erforderlich ist, um den zusätzlichen Auftrieb für das schwerere Luftfahrzeug zu erzeugen.

Begriffe

Source

EN · FR

Antwort

C) #### Erklärung

Eine aerodynamische Ruderausgleichung (Hornausgleich oder zurückversetzte Scharnierlinie) erstreckt einen Teil der Steuerfläche vor die Scharnierlinie, sodass der aerodynamische Druck den Ausschlag des Piloten teilweise unterstützt und die erforderliche Kraft direkt verringert.

Begriffe

D — Widerstand

Source

EN · FR

Antwort

A) #### Erklärung

Jeder in einer bewegten Luftströmung befindliche Körper (v > 0) erzeugt immer Widerstand, da Reibung und Druckunterschiede in einer realen Strömung unvermeidlich sind. Auftrieb setzt eine bestimmte Form oder einen Anstellwinkel voraus und ist nicht zwangsläufig vorhanden.

Begriffe

D — Widerstand

Source

Q159: „Längsstabilität" bezeichnet die Stabilität um welche Achse? ^t80q159

EN · FR

Antwort

D) #### Erklärung

Trotz des möglicherweise verwirrenden Namens beschreibt Längsstabilität die Nickstabilität – also die Rotation um die Querachse (von Flügelspitze zu Flügelspitze). Sie ist die Tendenz, eine getrimmmte Nickstellung beizubehalten oder wieder einzunehmen.

Source

Q160: Was bedeutet „Flächenbelastung"? ^t80q160

EN · FR

Antwort

B) #### Erklärung

Die Flächenbelastung ist das Gesamtgewicht des Luftfahrzeugs dividiert durch die Flügelreferenzfläche (z. B. N/m² oder kg/m²). Eine höhere Flächenbelastung bedeutet höhere Überziehgeschwindigkeiten, aber besseres Eindringen bei Turbulenzen.

Begriffe

D — Widerstand

Source

EN · FR

Antwort

D) #### Erklärung

Ungünstiges Gieren entsteht, weil das nach unten ausgeschlagene Querruder, das den lokalen Auftrieb am steigenden Flügel erhöht, auch den induzierten Widerstand an diesem Flügel erhöht. Dieser zusätzliche Widerstand zieht die Nase zum steigenden Flügel – entgegen der beabsichtigten Kurvenrichtung.

Source

EN · FR

Antwort

D) #### Erklärung

Im Bodeneffekt (innerhalb von etwa einer Spannweite über der Oberfläche) begrenzt der Boden physisch die Entwicklung von Randwirbeln und verringert den induzierten Abwind. Dies erhöht den effektiven Anstellwinkel (steigert den Auftrieb) und verringert gleichzeitig den induzierten Widerstand. Piloten bemerken dies als ein „Schweben" beim Aufsetzen – das Segelflugzeug möchte im Bodeneffekt weiter fliegen, was zu einem Überschießen des gewünschten Aufsetzpunkts führen kann, wenn man nicht darauf vorbereitet ist. Die Optionen A, B und C beschreiben die Auftrieb-Widerstands-Beziehung alle falsch – die richtige Kombination ist erhöhter Auftrieb bei verringertem induziertem Widerstand.

Source

Q163: Hat die Luftdichte einen Einfluss auf die Mindestgeschwindigkeit (IAS) eines Segelflugzeugs? ^t80q163

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

Der Stall tritt auf, wenn der Flügel seinen kritischen Anstellwinkel erreicht. Die angezeigte Stallgeschwindigkeit (IAS) betragt Vs = Wurzel(2G / (rho0 x S x CLmax)), wobei rho0 die Referenzdichte des Fahrtmessers ist. Das Fahrtmessersystem misst den Staudruck (q = 0,5 x rho x TAS^2) und zeigt ihn als IAS an. Da der Auftrieb L = CL x q x S betragt, tritt der Stall stets beim gleichen CLmax auf, unabhangig von der Dichte. Die angezeigte Stallgeschwindigkeit (IAS) bleibt daher in jeder Hohe und bei jeder Dichte konstant - deshalb werden alle Referenzgeschwindigkeiten in Verfahren als IAS angegeben.

Schlusselwörter

Source

Q164: In welchem Geschwindigkeitsbereich können Schwingungen und Flattern auftreten? ^t80q164

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

Aeroelastisches Flattern ist eine selbsterhaltende, divergierende Schwingung von Steuerflächen oder Tragflächen. Die Einsetzgeschwindigkeit wird bewusst oberhalb der Vne (Nie-zu-überschreitende Geschwindigkeit) festgelegt. Im normalen Flug unterhalb der Vne verhindern ordnungsgemäss massenausgeglichene Steuer und eine ausreichend steife Struktur das Flattern. Beim Überschreiten der Vne gelangt man in einen Bereich, in dem Flatterrisiken real werden und innerhalb von Sekunden zur Strukturzerstörung führen können.

Schlusselwörter

Source

Q165: Schwingungen können auftreten, wenn ^t80q165

EN · FR

Antwort

A)

Erklärung

Ubermassiges Spiel in den mechanischen Verbindungen der Steuerflächen oder Klappen schafft Bedingungen, die Schwingungen begünstigen, indem die strukturelle Dampfung reduziert wird. Das Spiel erlaubt es den Flächen, sich unter aerodynamischen Kräften frei zu bewegen, was Schwingungen erzeugen kann. Deshalb wird das Spiel im Steuersystem streng begrenzt und bei Wartungskontrollen uberpruft. Grosses Spiel kann die Flutter-Einsetzgeschwindigkeit unter die Vne senken.

Source

Q166: Schwingungen können auch unter welchen Bedingungen auftreten? ^t80q166

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

Eis an Steuerflächen verändert ihre Massenverteilung und damit ihren Massenausgleich. Der Massenausgleich ist so ausgelegt, dass der Schwerpunkt der Steuerfläche auf oder vor der Scharnierachse liegt, um Flattern zu verhindern. Eis, das sich hauptsächlich an Vorderkanten und Aussenflächen ablagert, kann den Schwerpunkt hinter die Scharnierachse verschieben und die kritische Flattergeschwindigkeit deutlich unter die Vne senken. Bei hoher Geschwindigkeit mit vereisten, unausgeglichenen Steuern zu fliegen ist besonders gefährlich.

Source

Q167: In welchem Geschwindigkeitsbereich kann der maximale Lastvielfache uberschritten werden und zu einer Uberlastung der Struktur führen? ^t80q167

EN · FR

Antwort

B)

Erklärung

Unterhalb von Va bewirkt ein voller Steuerausschlag, dass der Flügel überauftriebslos wird (Stall), bevor die Strukturgrenzlast erreicht wird - der Stall schutzt die Struktur. Oberhalb von Va kann der Flügel genug Auftrieb erzeugen, um den Grenzlastvielfachen zu überschreiten, bevor er stallt. Im Bereich Va-Vne können abrupte Manöver oder starke Böen die Struktur ubermassigen Lasten aussetzen. Oberhalb der Vne kommt zum Uberlastungsrisiko noch das Flatterrisiko hinzu.

Schlusselwörter

Source

Q168: Ab welcher Geschwindigkeit kann ein abrupter oder voller Steuerausschlag die Struktur des Segelflugzeugs beschädigen? ^t80q168

EN · FR

Antwort

A)

Erklärung

Die Manövergeschwindigkeit Va ist genau die Geschwindigkeit, oberhalb derer abrupte oder volle Steuerausschläge aerodynamische Lasten erzeugen können, die die Strukturgrenzen des Luftfahrzeugs überschreiten. Unterhalb von Va stallt der Flügel, bevor diese Lasten erreicht werden. Oberhalb von Va kann ein voller Ausschlag genug Auftrieb oder Steuerkraft erzeugen, um Holme, Flügelanschlüsse oder Leitwerk zu beschädigen. Va ist daher die praktische Grenze für energische Manöver und Turbulenzdurchflüge.

Source

Q169: Wenn der maximale Lastvielfache uberschritten wird, besteht welches Hauptrisiko? ^t80q169

EN · FR

Antwort

D)

Erklärung

Der maximale (Grenz-)Lastvielfache ist die höchste Last, die die Struktur des Segelflugzeugs wiederholt ohne bleibende Verformung ertragen kann. Jenseits des Bruchlastvielfachen (typischerweise 1,5-facher Grenzwert) kann Strukturversagen eintreten. Das Überschreiten des Grenzlastvielfachen bei abrupten Manövern oder in Turbulenzen kann Verformung oder Bruch der Flügelholme, Rumpfanschlusse oder Steuerflächen verursachen. Stall und Trudelflug sind aerodynamische Phanomene, keine strukturellen, und treten bei unzureichenden, nicht bei ubermassigen Lastvielfachen auf.

Source

Q170: Der Massenausgleich (Massebalance) eines Querruders hat Bleigewichte verloren. Was kann die Folge sein? ^t80q170

EN · FR

Antwort

B)

Erklärung

Der Massenausgleich platziert Bleigegengewichte vor der Scharnierachse, um den Schwerpunkt der Steuerfläche auf oder vor diese Achse zu bringen. Wenn diese Gegengewichte verloren gehen, verschiebt sich der Schwerpunkt hinter die Scharnierachse. Die Steuerfläche wird dann anfällig für Flattern - eine sich selbst verstärkende aeroelastische Schwingung, bei der sich Trägheits- und aerodynamische Kräfte gegenseitig verstärken. Dieses Flattern kann schnell divergent werden und Steuerfläche sowie Zelle zerstören. Deshalb erfordert jeder Schaden an Steuerflächen-Gegengewichten eine Prüfung vor dem nächsten Flug.

Source

Q171: Welche Gefahr besteht beim Fliegen mit Mindestgeschwindigkeit in turbulenter Luft? ^t80q171

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

Bei Mindestgeschwindigkeit (Stallgeschwindigkeit) arbeitet der Flügel mit seinem maximalen Auftriebsbeiwert CL_max und hat praktisch keine Marge vor dem Stall. In turbulenter Luft können Aufwinde den Anstellwinkel plotzlich über den kritischen Winkel erhohen und einen sofortigen Stall verursachen. Ausserdem können durch Turbulenz verursachte Geschwindigkeitsschwankungen die Fluggeschwindigkeit voriibergehend unter Vs senken. Deshalb ist es besonders gefährlich, bei Mindestgeschwindigkeit in unruhiger Luft zu fliegen, insbesondere beim Endanflug zur Landung.

Source

Q172: Wie verändert sich die Luftdichte, wenn die Temperatur steigt? ^t80q172

EN · FR

Antwort

A)

Erklärung

Gemas dem idealen Gasgesetz (P = rho x R x T) fuhrt bei konstantem Druck eine Temperaturerhöhung T zu einer Abnahme der Dichte rho. Warmere Luft ist weniger dicht. Fur ein Segelflugzeug bedeutet dies, dass die Leistung bei heissem Wetter abnimmt (Dichtehöhe hoher als tatsachliche Höhe): Auftrieb und Widerstand sind bei einer gegebenen angezeigten Geschwindigkeit geringer, und die wahre Geschwindigkeit (TAS) beim Stall ist höher.

Schlusselwörter

Source

Q173: In welchem Verhältnis andert sich der Widerstand in Abhangigkeit von der Geschwindigkeit? ^t80q173

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

Der Schad-widerstand ist proportional zum Staudruck q = 0,5 x rho x V^2. Verdoppelt sich die Geschwindigkeit, vervierfacht sich q und damit auch der Schadwiderstand. Diese quadratische Beziehung bedeutet, dass eine geringe Geschwindigkeitserhöhung eine grosse Widerstandssteigerung erzeugt. Deshalb verlieren Segelflugzeuge bei hoher Geschwindigkeit viel mehr Höhe pro Streckeneinheit - der Widerstand wächst viel schneller als der verfugbare Auftrieb.

Schlusselwörter

Source

Q174: Was versteht man unter statischem Druck? ^t80q174

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

Der statische Druck ist der Druck, den die Umgebungsatmosphare auf ein relativ zur Luft ruhendes Objekt ausubt. Er wird durch statische Öffnungen (burgerliche Öffnungen am Rumpf, fern von Strömungsstörungen) gemessen. Er nimmt mit der Höhe nach dem Standardatmospharenmodell ab. Im Pitot-Statik-System wird der statische Druck vom Gesamtdruck (Pitot) subtrahiert, um den Staudruck zu erhalten, der proportional zum Quadrat der wahren Geschwindigkeit ist - dies ist das Funktionsprinzip des Fahrtmessers.

Source

Q175: Wie verhalt sich die maximal zulassige Geschwindigkeit Vne eines Segelflugzeugs in IAS mit zunehmender Höhe? ^t80q175

EN · FR

Antwort

C)

Erklärung

Die Vne ist eine strukturelle Grenze, die mit der wahren Geschwindigkeit (TAS) zusammenhängt, da aerodynamische Kräfte und Flatterrisiken von der TAS abhängen. Der Fahrtmesser misst die IAS (basierend auf dem Staudruck). In der Höhe nimmt die Dichte ab, sodass dieselbe IAS einer höheren TAS entspricht. Um die TAS-Grenze konstant zu halten, muss die IAS-Grenze reduziert werden. Daher nimmt die Vne in IAS, wie am Fahrtmesser angezeigt, mit der Höhe ab. Einige Flughandbücher geben die Vne als TAS (konstant) an und spezifizieren die IAS-Reduktion pro Höhenband.

Schlusselwörter

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Q176: In welchem Verhaltnis andert sich der Auftrieb, wenn die Geschwindigkeit zunimmt? ^t80q176

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Antwort

B)

Erklärung

Auftrieb L = CA x 0,5 x rho x V^2 x S. Bei konstantem Anstellwinkel und Dichte ist der Auftrieb proportional zu V^2. Verdoppelt sich die Geschwindigkeit, vervierfacht sich der Auftrieb. Diese Eigenschaft ermoglicht den Flug bei hoher Geschwindigkeit mit einem kleineren Anstellwinkel - der erzeugte Auftrieb skaliert mit dem Quadrat der Geschwindigkeit. Das erklart auch, warum Stallgeschwindigkeiten mit der Quadratwurzel des Lastvielfachen zunehmen: In einer Kurve ist mehr Auftrieb erforderlich, was eine höhere Geschwindigkeit erfordert, um den Stall zu vermeiden.

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Q177: Welche Aussage ist FALSCH bezuglich der Beziehung zwischen Auftrieb/Widerstand und Geschwindigkeit? ^t80q177

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Antwort

C)

Erklärung

Die FALSCHE Aussage ist C. Weder Auftrieb noch Widerstand ändern sich linear mit der Geschwindigkeit - beide ändern sich im Quadrat der Geschwindigkeit (proportional zum Staudruck q = 0,5 x rho x V^2). Eine Verdoppelung der Geschwindigkeit vervierfacht sowohl Auftrieb ALS AUCH Widerstand (bei konstantem Anstellwinkel). Die Aussagen A, B und D sind korrekt: Der Auftrieb nimmt mit der Geschwindigkeit zu, der Widerstand andert sich mit der Geschwindigkeit, und der Auftrieb hängt vom Anstellwinkel über den Auftriebsbeiwert CA ab.

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Q178: Was versteht man unter Gesamtdruck? ^t80q178

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Antwort

C)

Erklärung

Der Gesamtdruck (oder Stagnationsdruck) ist der Druck, der gemessen wird, wenn die Strömung isentropisch zum Stillstand gebracht wird. Er entspricht der Summe aus statischem Druck (Umgebungsatmospharendruck) und Staudruck (0,5 x rho x V^2). Das Pitotrohr misst den Gesamtdruck, indem es die Strömung an seinem Einlass aufstaut. Durch Subtraktion des statischen Drucks (gemessen durch die statische Öffnung) vom Gesamtdruck (gemessen durch das Pitot) erhalt man den Staudruck, der die Berechnung der angezeigten Geschwindigkeit ermoglicht.

Schlusselwörter

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