# Grundlagen des Fluges > Quelle: QuizVDS.it (EASA ECQB-SPL) | 50 Fragen | Übersetzt ins Deutsche > Originalversion: [EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md) --- ### F1: Wie lässt sich der stationäre Gleitflug in Bezug auf die wirkenden Kräfte beschreiben? ^q1 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q1) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q1)* - A) Die Summe der Luftkräfte wirkt in Richtung der Luftströmung - B) Die Summe der Luftkräfte wirkt zusammen mit der Auftriebskraft - C) Die Auftriebskraft kompensiert die Widerstandskraft - D) Die Summe der Luftkräfte kompensiert die Schwerkraft **Richtig: D)** > **Erklärung:** Im stationären Gleitflug wirkt kein Schub, sodass nur zwei Kräfte wirken: die Schwerkraft (Gewicht) und die gesamte aerodynamische Kraft (der Vektoranteil von Auftrieb und Widerstand). Damit sich der Segler im Gleichgewicht befindet, müssen diese beiden gleich und entgegengesetzt sein - die resultierende Luftkraft kompensiert also genau die Schwerkraft. Auftrieb und Widerstand sind lediglich Komponenten dieser einzigen aerodynamischen Resultante; weder Auftrieb allein noch Widerstand allein balanciert das Gewicht. ### F2: Was ist die Folge des Ausfahrens von Klappen bei zunehmender Profilwölbung? ^q2 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q2) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q2)* - A) Die zulässige Höchstgeschwindigkeit erhöht sich - B) Die Mindestgeschwindigkeit erhöht sich - C) Die Mindestgeschwindigkeit sinkt - D) Die Schwerpunktlage verschiebt sich nach vorne **Richtig: C)** > **Erklärung:** Das Ausfahren von Klappen erhöht die Flügelwölbung, was den maximalen Auftriebsbeiwert (CL_max) erhöht. Aus der Überziehgeschwindigkeitsformel Vs = sqrt(2W / (rho * S * CL_max)) ergibt sich, dass ein höherer CL_max direkt die Mindestfluggeschwindigkeit Vs senkt. Dies ermöglicht einen langsameren Flug ohne Strömungsabriss, weshalb Klappen beim Anflug und bei der Landung eingesetzt werden. Die zulässige Höchstgeschwindigkeit sinkt bei ausgefahrenen Klappen typischerweise (nicht steigt), da Klappenstrukturen nicht für hohen dynamischen Druck ausgelegt sind. ### F3: Wie kann nach einem einseitigen Strömungsabriss und einem Nickmoment nach unten ein Trudeln verhindert werden? ^q3 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q3) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q3)* - A) Alle Ruder entgegen dem gesunkenen Flügel auslenken - B) Seitenruder entgegen dem gesunkenen Flügel betätigen und Höhenruder loslassen, um Geschwindigkeit aufzubauen - C) Höhenruder drücken, um Geschwindigkeit aufzubauen und die Strömung an den Flügeln wieder anzulegen - D) Höhenruder ziehen, um das Flugzeug in die Normallage zu bringen **Richtig: B)** > **Erklärung:** Ein einleitender Trudeleintritt beginnt, wenn ein Flügel vor dem anderen abreibt - der abgerissene Flügel fällt ab und erzeugt ein Gier- und Rollmoment. Die korrekte Reaktion ist, das Seitenruder entgegen der Gierrichtung bzw. des gesunkenen Flügels zu betätigen, um die Drehbewegung zu stoppen, und gleichzeitig den Höhenruderdruck zu reduzieren (oder zu drücken), um den Anstellwinkel unter den kritischen Wert zu senken, wodurch die Strömung wieder anliegt und der Auftrieb wiederhergestellt wird. Das Ziehen des Höhenruders (D) würde den Anstellwinkel erhöhen und den Strömungsabriss vertiefen; das Drücken allein (C) ohne Seitenruder stoppt die Gierbewegung nicht. ### F4: Die Stabilisierung um die Querachse während des Reiseflugs wird durch ... erreicht. ^q4 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q4) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q4)* - A) Landeklappen - B) Höhenleitwerk - C) Querruder - D) Seitenruder **Richtig: B)** > **Erklärung:** Die Querachse ist die Nickachse (Nase nach oben/unten). Das Höhenleitwerk sorgt für Längsstabilität (Nickstabilität): Es erzeugt ein rückstellendes Moment, wenn die Nase aus der Trimmstellung nach oben oder unten nickt, weil seine Auftriebskraft sich mit dem Anstellwinkel am Leitwerk ändert. Querruder steuern das Rollen (Längsachse), das Seitenruder steuert das Gieren (Hochachse), und Klappen sind Hochauftriebsgeräte, keine Stabilitätsflächen. ### F5: Das Fliegen mit Geschwindigkeiten über der Nie-zu-überschreitenden-Geschwindigkeit (VNE) kann zu ... führen. ^q5 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q5) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q5)* - A) Verringertem Widerstand bei erhöhten Steuerkräften - B) Einem verbesserten Gleitzahlverhältnis und einem besseren Gleitwinkel - C) Zu hohem Gesamtdruck, der den Fahrtmesser unbrauchbar macht - D) Flattern und mechanischer Beschädigung der Tragflächen **Richtig: D)** > **Erklärung:** VNE ist die Rotmarkierungsgeschwindigkeit, oberhalb derer strukturelles oder aeroelastisches Versagen möglich wird. Bei übermäßigen Geschwindigkeiten steigt der dynamische Druck (q = 0,5 * rho * V^2) dramatisch an, und Steuerflächen sowie Flügelstrukturen können in Flattern geraten - eine sich selbst verstärkende Schwingung, bei der aerodynamische Kräfte und strukturelle Elastizität sich gegenseitig aufschaukeln und möglicherweise zu einem raschen strukturellen Zerfall führen. Der Fahrtmesser bleibt bei hohen Geschwindigkeiten brauchbar; das Gleitzahlverhältnis verbessert sich nicht über die Bestgleitegeschwindigkeit hinaus. ### F6: Welche Schwerpunktlage ist in Bezug auf die Längsstabilität bei einem normalen Segelflugzeug am gefährlichsten? ^q6 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q6) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q6)* - A) Lage jenseits der vorderen Schwerpunktgrenze - B) Lage zu weit außerhalb der zulässigen Schwerpunktgrenzen - C) Lage weit hinten innerhalb der zulässigen Schwerpunktgrenzen - D) Lage jenseits der hinteren Schwerpunktgrenze **Richtig: D)** > **Erklärung:** Die Längsstabilität (Nickstabilität) erfordert, dass der Schwerpunkt vor dem Neutralpunkt liegt. Wenn der Schwerpunkt nach hinten jenseits der hinteren Grenze wandert, wird die statische Stabilitätsmarge negativ: Eine Nickstörung erzeugt ein Moment, das die Störung verstärkt statt sie zu korrigieren, was das Flugzeug instabil und potenziell unkontrollierbar macht. Ein vorderer Schwerpunkt (A) erhöht die Stabilität, erfordert aber mehr Höhenruderkraft - er ist unbequem, aber beherrschbar. Hinterer Schwerpunkt jenseits der Grenzen ist die gefährlichste Bedingung, da die Erholung von einer Nickdivergenz unmöglich sein kann. ### F7: Der statische Druck von Gasen wirkt ... ^q7 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q7) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q7)* - A) In alle Richtungen - B) Nur in Strömungsrichtung - C) Nur in Richtung des Gesamtdrucks - D) Nur senkrecht zur Strömungsrichtung **Richtig: A)** > **Erklärung:** Statischer Druck ist eine skalare thermodynamische Größe, die die kinetische Zufallsenergie der Gasmoleküle repräsentiert. Da molekulare Kollisionen in alle Richtungen gleich auftreten, wirkt der statische Druck omnidirektional - er drückt auf alle Oberflächen eines Behälters gleichermaßen, unabhängig von der Ausrichtung. Dies steht im Gegensatz zum dynamischen Druck (q = 0,5 * rho * V^2), der direktional ist und mit der Strömungsgeschwindigkeit zusammenhängt. Die Bernoulli-Gleichung kombiniert beides: p_gesamt = p_statisch + q. ### F8: Die Bernoulli-Gleichung für reibungsfreie, inkompressible Gase besagt, dass ... ^q8 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q8) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q8)* - A) Gesamtdruck = dynamischer Druck - statischer Druck - B) Gesamtdruck = dynamischer Druck + statischer Druck - C) Statischer Druck = Gesamtdruck + dynamischer Druck - D) Dynamischer Druck = Gesamtdruck + statischer Druck **Richtig: B)** > **Erklärung:** Das Bernoulli-Theorem für eine ideale (reibungsfreie, inkompressible) Flüssigkeit entlang einer Stromlinie besagt, dass der Gesamtdruck erhalten bleibt: p_gesamt = p_statisch + 0,5 * rho * V^2. Der Gesamtdruck ist die Summe aus statischem Druck und dynamischem Druck. Wo Luft über die obere Flügeloberfläche beschleunigt, sinkt der statische Druck (der dynamische Druck steigt), während der Gesamtdruck konstant bleibt - diese Druckdifferenz erzeugt Auftrieb. Das Fahrtmesser funktioniert nach diesem Prinzip, indem es die Differenz zwischen Gesamt- (Staudruck) und statischem Druck misst. ### F9: Jeder beliebig geformte Körper, der von einer Luftströmung umströmt wird (v > 0), erzeugt ... ^q9 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q9) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q9)* - A) Widerstand und Auftrieb - B) Widerstand - C) Auftrieb ohne Widerstand - D) Konstanten Widerstand bei jeder Geschwindigkeit **Richtig: B)** > **Erklärung:** Jeder in einer Strömung befindliche Körper erzeugt immer Widerstand, da Reibungswiderstand (Viskosität) und Druckwiderstand für jede reale Form unvermeidbar sind. Auftrieb hingegen erfordert eine Asymmetrie - entweder in der Geometrie (Wölbung, Anstellwinkel) oder in der Zirkulation. Ein symmetrischer Körper bei null Anstellwinkel erzeugt keinen Auftrieb, aber immer Widerstand. Daher ist Widerstand das universelle Ergebnis für jede Form, während Auftrieb nur unter bestimmten geometrischen Bedingungen entsteht. ### F10: Alle aerodynamischen Kräfte können als in einem einzigen Punkt wirkend betrachtet werden. Dieser Punkt wird ... genannt. ^q10 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q10) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q10)* - A) Schwerpunkt - B) Auftriebspunkt - C) Umschlagpunkt - D) Druckpunkt **Richtig: D)** > **Erklärung:** Der Druckpunkt ist der einzige Punkt am Profil, durch den die Resultierende aller verteilten aerodynamischen Druckkräfte wirkt. Er ist analog zum Schwerpunkt für die Gewichtsverteilung. Der Druckpunkt verschiebt sich mit dem Anstellwinkel - im Allgemeinen nach vorne, wenn der Anstellwinkel gegen den kritischen Winkel zunimmt. Der Schwerpunkt ist der Punkt, an dem das Gewicht wirkt, nicht aerodynamische Kräfte; der Umschlagpunkt ist der Ort, an dem die Grenzschicht von laminar zu turbulent wechselt. ### F11: Der Druckpunkt ist der theoretische Ursprungspunkt von ... ^q11 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q11) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q11)* - A) Nur dem resultierenden Gesamtwiderstand - B) Den Schwerkräften des Profils - C) Allen aerodynamischen Kräften des Profils - D) Schwerkraft- und aerodynamischen Kräften **Richtig: C)** > **Erklärung:** Der Druckpunkt ist definiert als der einzige Punkt, durch den die gesamte resultierende aerodynamische Kraft - die sowohl Auftrieb (senkrecht zur Anströmung) als auch Widerstand (parallel zur Anströmung) umfasst - wirkt. Es handelt sich nicht um ein physisches Merkmal des Flügels, sondern um eine mathematische Vereinfachung für die Analyse. Die Schwerkraft wirkt durch den Schwerpunkt, der ein vollständig separater Punkt ist, der durch die Massenverteilung des Flugzeugs bestimmt wird. ### F12: Nummer 2 in der Zeichnung entspricht der ... Siehe Abbildung (PFA-010) ^q12 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q12) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q12)* ![Profilteile](figures/PFA-010-aerofoil-parts.svg) - A) Profildicke - B) Profilsehne - C) Profilsehne - D) Anstellwinkel **Richtig: C)** > **Erklärung:** Die Profilsehne ist eine gerade Referenzlinie, die die Vorderkante mit der Hinterkante eines Profils verbindet. Sie ist die Basislinie, von der aus der Anstellwinkel gemessen wird (der Winkel zwischen der Profilsehne und der ungestörten Anströmungsrichtung). In Standard-Profildiagrammen ist die Profilsehne (Position 2) typischerweise die gerade Basislinie des Querschnitts, während die mittlere Wölbungslinie darüber verläuft und die Dicke senkrecht zur Profilsehne gemessen wird. ### F13: Nummer 3 in der Zeichnung entspricht der ... Siehe Abbildung (PFA-010) ^q13 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q13) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q13)* ![Profilteile](figures/PFA-010-aerofoil-parts.svg) - A) Wölbungslinie - B) Dicke - C) Sehne - D) Profilsehne **Richtig: A)** > **Erklärung:** Die mittlere Wölbungslinie (auch Mittellinie genannt) ist der geometrische Ort der Punkte, die gleichweit vom Extrados (Oberseite) und Intrados (Unterseite) des Profils entfernt sind, gemessen senkrecht zur Profilsehne. Sie beschreibt die Krümmung oder Wölbung des Profils - ein gewölbtes (gekrümmtes) Profil erzeugt auch bei null Anstellwinkel Auftrieb, da die Asymmetrie in der Krümmung die Strömung stärker über die Oberseite beschleunigt. Die maximale Wölbung und ihre Lage sind Schlüsselparameter, die den Profilcharakter bestimmen. ### F14: Der Anstellwinkel ist der Winkel zwischen ... ^q14 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q14) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q14)* - A) Der Profilsehne und der Längsachse des Flugzeugs - B) Der Profilsehne und der ankommenden Luftströmung - C) Dem Flügel und dem Rumpf des Flugzeugs - D) Der ungestörten Luftströmung und der Längsachse des Flugzeugs **Richtig: B)** > **Erklärung:** Der Anstellwinkel (alpha) ist genau definiert als der Winkel zwischen der Profilsehne und der Richtung der ungestörten (relativen) Anströmung. Er ist der primäre Bestimmungsfaktor für den Auftriebsbeiwert: CL steigt mit dem Anstellwinkel bis zum kritischen (Überzieh-)Winkel. Der Anstellwinkel darf nicht mit der Nickfluglage verwechselt werden (Winkel zwischen Längsachse und Horizont) - ein mit geneigter Nase nach unten absinkender Segler kann dennoch einen positiven Anstellwinkel haben, wenn die relative Anströmung von unterhalb der Profilsehne kommt. ### F15: Das Verhältnis von Spannweite zu mittlerer Sehnenlänge wird als ... bezeichnet. ^q15 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q15) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q15)* - A) Trapezform - B) Zuspitzung - C) Streckung - D) Flügelpfeilung **Richtig: C)** > **Erklärung:** Die Streckung (AR) = Spannweite (b) / mittlere Profilsehne (c) = b^2 / S, wobei S die Flügelfläche ist. Flügel mit hoher Streckung (lang, schmal) erzeugen weniger induzierten Widerstand, weil die Flügelspitzenwirbelstärke im Verhältnis zur Gesamtspannweite schwächer ist. Segelflugzeuge haben daher sehr hohe Streckungen (typischerweise 20-40) - die Minimierung des induzierten Widerstands ist für das maximale Gleitzahlverhältnis entscheidend. Flügel mit geringer Streckung erzeugen mehr induzierten Widerstand, sind strukturell leichter und agiler. ### F16: Welcher Punkt am Profil wird durch Nummer 3 dargestellt? Siehe Abbildung (PFA-009) ^q16 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q16) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q16)* ![Grenzschichtpunkte](figures/PFA-009-boundary-layer.svg) - A) Staupunkt - B) Ablösepunkt - C) Druckpunkt - D) Umschlagpunkt **Richtig: D)** > **Erklärung:** Der Umschlagpunkt ist der Ort, an dem die Grenzschicht ihren Charakter von laminarer zu turbulenter Strömung ändert. Laminare Strömung (nahe der Vorderkante) hat geringeren Reibungswiderstand, ist aber empfindlich und neigt zur Ablösung. Die nachfolgende turbulente Grenzschicht ist dicker und hat höheren Reibungswiderstand, widersteht aber besser der Ablösung. Die Position des Umschlagpunkts hängt von der Reynoldszahl, der Oberflächenrauheit und dem Druckgradienten ab - Profildesigner versuchen, den Umschlangpunkt so weit wie möglich nach hinten zu verschieben, um den Reibungswiderstand zu minimieren. ### F17: Welcher Punkt am Profil wird durch Nummer 4 dargestellt? Siehe Abbildung (PFA-009) ^q17 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q17) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q17)* ![Grenzschichtpunkte](figures/PFA-009-boundary-layer.svg) - A) Umschlagpunkt - B) Staupunkt - C) Druckpunkt - D) Ablösepunkt **Richtig: D)** > **Erklärung:** Der Ablösepunkt ist der Ort, an dem die Grenzschicht von der Profiloberfläche ablöst. Jenseits dieses Punktes bricht die glatte anliegende Strömung in einen turbulenten, rückgeströmten Nachlauf zusammen. Mit zunehmendem Anstellwinkel intensiviert sich der ungünstige Druckgradient auf der Oberseite, und der Ablösepunkt wandert progressiv nach vorne in Richtung Vorderkante. Wenn die Ablösung die Vorderkante erreicht, ist der Flügel vollständig abgerissen - CL fällt abrupt ab und CD steigt stark an. ### F18: Welcher Punkt am Profil wird durch Nummer 1 dargestellt? Siehe Abbildung (PFA-009) ^q18 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q18) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q18)* ![Grenzschichtpunkte](figures/PFA-009-boundary-layer.svg) - A) Druckpunkt - B) Staupunkt - C) Ablösepunkt - D) Umschlagpunkt **Richtig: B)** > **Erklärung:** Der Staupunkt ist der Bereich an der Vorderkante des Profils, an dem die ankommende Luftströmung aufgeteilt wird - ein Teil fließt über die Oberseite, ein Teil unterhalb. An diesem Punkt beträgt die lokale Strömungsgeschwindigkeit null, und der statische Druck erreicht sein Maximum (gleich dem Gesamtdruck, da der dynamische Druck null ist). Mit zunehmendem Anstellwinkel wandert der Staupunkt leicht nach unten auf der Vorderkante, da mehr Strömung über die Oberseite geleitet wird, um mehr Auftrieb zu erzeugen. ### F19: Welches Muster ist am Staupunkt zu finden? ^q19 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q19) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q19)* - A) Die Grenzschicht beginnt sich auf der Profiloberseite abzulösen - B) Alle aerodynamischen Kräfte können als in diesem einzigen Punkt angreifend betrachtet werden - C) Die laminare Grenzschicht geht in eine turbulente Grenzschicht über - D) Stromlinien teilen sich in Luftströmung über und unter dem Profil auf **Richtig: D)** > **Erklärung:** Der Staupunkt ist genau der Trennungsort, an dem einkommende Stromlinien sich aufteilen - die Stromlinie, die am Staupunkt ankommt, spaltet sich, wobei Luft getrennt um die Ober- und Unterseite strömt. An diesem Punkt wird kinetische Energie vollständig in Druck umgewandelt (V = 0, p = p_gesamt). Der Grenzschichtumschlag (C) findet weiter hinten auf der Oberseite statt; die Ablösung (A) noch weiter hinten; aerodynamische Kräfte greifen am Druckpunkt an, nicht am Staupunkt. ### F20: Welches Druckmuster ist an einem auftriebserzeugenden Flügelprofil bei positivem Anstellwinkel zu beobachten? ^q20 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q20) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q20)* - A) Unterdruck wird oben, Überdruck unten am Profil erzeugt - B) Druck oben bleibt unverändert, Überdruck wird unten am Profil erzeugt - C) Überdruck wird oben, Unterdruck unten am Profil erzeugt - D) Druck unten bleibt unverändert, Unterdruck wird oben am Profil erzeugt **Richtig: A)** > **Erklärung:** Auftrieb wird durch eine Druckdifferenz erzeugt: niedrigerer Druck auf der oberen (Saug-)Fläche und höherer Druck auf der unteren Fläche. Auf der Oberseite beschleunigt die Strömung um die gewölbte Oberseite - nach dem Bernoulli-Prinzip bedeutet höhere Geschwindigkeit niedrigeren statischen Druck. Auf der Unterseite wird die Strömung verlangsamt und gestaut, was den statischen Druck erhöht. Die gesamte nach oben gerichtete Druckkraft, integriert über die gesamte Oberfläche, bildet den Auftrieb: L = CL * 0,5 * rho * V^2 * S. ### F21: Wie verschiebt sich die Position des Druckpunkts bei einem positiv gewölbten Profil mit zunehmendem Anstellwinkel? ^q21 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q21) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q21)* - A) Er wandert zu den Flügelspitzen - B) Er wandert nach vorne bis zum kritischen Anstellwinkel - C) Er wandert nach vorne bis zum kritischen Anstellwinkel - D) Er wandert zuerst nach vorne, dann nach hinten **Richtig: B)** > **Erklärung:** Mit zunehmendem Anstellwinkel intensiviert sich die Saugspitze auf der Oberseite und wandert zur Vorderkante, wodurch der Druckpunkt nach vorne wandert. Dies setzt sich fort bis zum kritischen (Überzieh-)Anstellwinkel. Jenseits des Überziehens bricht die Saugspitze zusammen, da die Strömung ablöst, und der Druckpunkt verschiebt sich abrupt nach hinten. Die Vorwärtsbewegung des Druckpunkts mit zunehmendem Anstellwinkel ist für die Stabilitätsanalyse wichtig und trägt zu den Nickmomenteigenschaften des Profils bei. ### F22: Welche Aussage über Auftrieb und Anstellwinkel ist korrekt? ^q22 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q22) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q22)* - A) Ein zu großer Anstellwinkel kann zu Auftriebsverlust und Strömungsablösung führen - B) Vergrößerung des Anstellwinkels führt dazu, dass das Profil weniger Auftrieb erzeugt - C) Verkleinerung des Anstellwinkels führt dazu, dass das Profil mehr Widerstand erzeugt - D) Zu große Anstellwinkel können zu einem exponentiellen Anstieg des Auftriebs führen **Richtig: A)** > **Erklärung:** CL steigt näherungsweise linear mit dem Anstellwinkel bis zum kritischen Winkel (typischerweise 15-18° für die meisten Profile). Jenseits dieses kritischen Anstellwinkels bewirkt der ungünstige Druckgradient auf der Oberseite, dass die Grenzschicht ablöst, die glatte Strömung zerstört wird und ein plötzlicher Auftriebsabfall (Strömungsabriss) eintritt, begleitet von einem starken Widerstandsanstieg. Der Auftrieb steigt nicht exponentiell an (D), und die Verringerung des Anstellwinkels reduziert im Allgemeinen sowohl Auftrieb als auch Widerstand (erhöht nicht den Widerstand, wie C andeutet). ### F23: Welche Aussage über die Luftströmung um ein Profil ist korrekt, wenn der Anstellwinkel zunimmt? ^q23 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q23) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q23)* - A) Der Staupunkt wandert nach unten - B) Der Druckpunkt wandert nach unten - C) Der Druckpunkt wandert nach oben - D) Der Staupunkt wandert nach oben **Richtig: A)** > **Erklärung:** Mit zunehmendem Anstellwinkel trifft die relative Luftströmung den Flügel in einem steileren Aufwinkel. Die Stromlinie, die genau am Staupunkt ankommt, verschiebt sich nach unten (zur Unterseite der Vorderkante), da jetzt mehr Luftströmung über die Oberseite geleitet wird. Gleichzeitig wandert der Druckpunkt nach vorne (nicht nach oben oder unten - er bewegt sich in Sehnenlängsrichtung), und der Unterdruck auf der Oberseite nimmt zu, da die Strömung stärker über die gewölbte Oberseite beschleunigt wird. ### F24: Welche Aussage über die Luftströmung um ein Profil ist korrekt, wenn der Anstellwinkel abnimmt? ^q24 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q24) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q24)* - A) Der Druckpunkt wandert nach hinten - B) Der Druckpunkt wandert nach vorne - C) Der Staupunkt wandert nach unten - D) Der Staupunkt bleibt konstant **Richtig: A)** > **Erklärung:** Mit abnehmendem Anstellwinkel verringert sich die aerodynamische Belastung im vorderen Bereich der Oberseite, was die resultierende Druckkraft nach hinten verschiebt - der Druckpunkt wandert also nach hinten (zur Hinterkante hin). Der Staupunkt wandert ebenfalls nach oben (nicht nach unten), da weniger Strömung über die Oberseite geleitet wird. Das Verständnis der Druckpunktbewegung ist wichtig, da es das Nickmomentgleichgewicht des Flugzeugs über den gesamten Flugbereich beeinflusst. ### F25: Der in der Abbildung gezeigte Winkel (alpha) wird als ... bezeichnet. Siehe Abbildung (PFA-003) LR: Luftströmungsrichtung ^q25 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q25) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q25)* ![Anstellwinkel](figures/PFA-003-angle-of-attack.svg) - A) Auftriebswinkel - B) Anstellwinkel - C) Einstellwinkel - D) Neigungswinkel **Richtig: B)** > **Erklärung:** Der Anstellwinkel (alpha, alpha) ist der Winkel zwischen der Profilsehne und der Richtung der ankommenden Luftströmung (relative Anströmung). In der Abbildung bildet der Vektor der Luftströmungsrichtung (LR) und die Profilsehne den Winkel alpha - dies ist der grundlegende Winkel, der den Auftriebsbeiwert und das Überziehverhalten bestimmt. Der Einstellwinkel ist ein fester konstruktiver Winkel zwischen der Profilsehne und der Längsachse des Flugzeugs (beim Bau festgelegt) und ändert sich im Flug nicht. ### F26: Um die Überziehcharakteristik eines Flugzeugs zu verbessern, wird der Flügel nach außen verdreht (der Einstellwinkel variiert über die Spannweite). Dies wird als ... bezeichnet. ^q26 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q26) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q26)* - A) Pfeilform - B) V-Form - C) Geometrische Schränkung - D) Aerodynamische Schränkung **Richtig: C)** > **Erklärung:** Geometrische Schränkung bedeutet, dass der Flügel physisch verdreht wird, sodass der Einstellwinkel (und damit der lokale Anstellwinkel) von der Wurzel zur Spitze abnimmt. Dies stellt sicher, dass die Flügelwurzel den kritischen Überziehwinkel vor den Flügelspitzen erreicht, sodass die Querruder (außen liegend) auch dann noch wirksam bleiben, wenn der innere Bereich bereits abgerissen ist. Dies gibt dem Piloten Querrudersteuerung während der Annäherung an den Strömungsabriss und ermöglicht bessere Rollkontrolle sowie ein sichereres Überziehverhalten. Aerodynamische Schränkung (D) erreicht den gleichen Effekt durch wechselnde Profilquerschnitte statt physischer Verdrehung. ### F27: Welche Option nennt einen Vorteil der Flügelschränkung? ^q27 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q27) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q27)* - A) Durch die Schränkung verringert sich der Formwiderstand bei hohen Geschwindigkeiten - B) Größere Festigkeit, da der Flügel mehr Torsionskräften standhalten kann - C) Bei großen Anstellwinkeln bleibt die Wirksamkeit des Querruders so lange wie möglich erhalten - D) Strukturell wird der Flügel steifer gegen Verdrehung **Richtig: C)** > **Erklärung:** Der primäre aerodynamische Vorteil der Schränkung besteht darin, dass die Flügelspitze (wo die Querruder sitzen) einen geringeren Einstellwinkel als die Wurzel hat und daher ihren kritischen Überziehwinkel später erreicht. Wenn der Pilot sich der Überziehgeschwindigkeit nähert und die Nase hochzieht auf großen Anstellwinkel, reißen die inneren Abschnitte zuerst ab, während die äußeren/Querruder-Abschnitte unabgerissen bleiben und weiterhin Auftrieb erzeugen und auf Querrudereingaben reagieren. Dies gibt dem Piloten Rollkontrolle während der Überziehannäherung und verhindert unbeabsichtigten Trudeleinleitungen. ### F28: Welche Aussage zum Anstellwinkel ist korrekt? ^q28 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q28) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q28)* - A) Vergrößerung des Anstellwinkels führt zu abnehmendem Auftrieb - B) Der Anstellwinkel kann nicht negativ sein - C) Ein zu großer Anstellwinkel kann zu Auftriebsverlust führen - D) Der Anstellwinkel ist während des gesamten Fluges konstant **Richtig: C)** > **Erklärung:** Der Anstellwinkel kann negativ sein (wenn die Profilsehne nach unten zur Anströmung zeigt; manche Profile erzeugen aufgrund der Wölbung noch positiven Auftrieb bei null Anstellwinkel, aber sehr negativer Anstellwinkel erzeugt negativen Auftrieb). Der Anstellwinkel ändert sich ständig im Flug, wenn der Pilot die Nickfluglage anpasst und sich die Geschwindigkeit ändert. Im normalen Bereich erhöht ein größerer Anstellwinkel den Auftrieb - aber jenseits des kritischen Winkels (typischerweise ~15 Grad) zerstört die Strömungsablösung den Auftrieb. Option C identifiziert korrekt diese obere Grenze des Anstellwinkels, jenseits derer der Auftrieb zusammenbricht. ### F29: Wenn die Luftströmungsgeschwindigkeit um den Faktor 2 erhöht wird, während alle anderen Parameter konstant bleiben, wie ändert sich der Schädlingswiderstand näherungsweise? ^q29 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q29) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q29)* - A) Er verringert sich um den Faktor 2 - B) Er erhöht sich um den Faktor 2 - C) Er verringert sich um den Faktor 4 - D) Er erhöht sich um den Faktor 4 **Richtig: D)** > **Erklärung:** Der Schädlingswiderstand folgt der Formel D_parasit = CD_p * 0,5 * rho * V^2 * S. Da der dynamische Druck q = 0,5 * rho * V^2 proportional zu V^2 ist, vervierfacht eine Verdoppelung der Geschwindigkeit (V x 2) den dynamischen Druck (2^2 = 4) und damit den Schädlingswiderstand. Dieses quadratische Gesetz ist grundlegend: Die Halbierung der Geschwindigkeit reduziert den Schädlingswiderstand um den Faktor vier, während die Verdoppelung der Geschwindigkeit viermal so viel Widerstand kostet - weshalb Hochgeschwindigkeitsflug energetisch aufwendig ist. ### F30: Der Widerstandsbeiwert ... ^q30 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q30) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q30)* - A) Ist proportional zum Auftriebsbeiwert - B) Steigt mit zunehmender Fluggeschwindigkeit - C) Kann von null bis zu einem unendlich positiven Wert reichen - D) Kann nicht kleiner sein als ein bestimmter positiver Mindestwert **Richtig: D)** > **Erklärung:** Jedes Profil hat einen minimalen Widerstandsbeiwert (CD_min) groesser als null, da Reibungswiderstand und Formwiderstand auch beim optimalen widerstandsarmen Anstellwinkel vorhanden sind. Der Widerstandsbeiwert kann für einen realen Körper in viskoser Strömung nicht null erreichen - es gibt immer einen unvermeidbaren Reibungswiderstand. Er kann mit zunehmendem Anstellwinkel (besonders nach dem Überziehen) unbegrenzt ansteigen, hat aber ein endliches positives Minimum. Die Widerstandspolare (CD vs. CL-Kurve) zeigt CD_min als den niedrigsten Punkt der parabolischen Kurve. ### F31: Druckausgleich an einem Flügel erfolgt an den ... ^q31 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q31) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q31)* - A) Flügelspitzen - B) Vorderkante - C) Hinterkante - D) Flügelwurzeln **Richtig: A)** > **Erklärung:** Überdruck unterhalb des Flügels und Unterdruck oberhalb erzeugen die Tendenz, dass Luft um die Flügelspitze von der druckstarken Unterseite zur druckärmeren Oberseite strömt. Diese Spannweitenströmung wickelt sich um die Flügelspitze und erzeugt Abwindwirbel (Flügelspitzenwirbel). Diese Wirbel sind der physische Mechanismus des induzierten Widerstands - sie verleihen der ankommenden Strömung eine Abwindkomponente, reduzieren effektiv den lokalen Anstellwinkel und neigen den Auftriebsvektor nach hinten, was eine induzierte Widerstandskomponente erzeugt. ### F32: Welche der folgenden Optionen erzeugt wahrscheinlich großen induzierten Widerstand? ^q32 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q32) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q32)* - A) Große Streckung - B) Kleine Streckung - C) Niedrige Auftriebsbeiwerte - D) Zugespitzte Flügel **Richtig: B)** > **Erklärung:** Induzierter Widerstand ist proportional zu CL^2 / (pi * AR * e), wobei AR die Streckung und e der Oswald-Wirkungsgradfaktor ist. Eine kleine Streckung (kurzer, gedrungener Flügel) erzeugt hohen induzierten Widerstand für einen gegebenen Auftriebsbeiwert, weil die Flügelspitzenwirbel im Verhältnis zur Spannweite stark sind. Umgekehrt minimieren Flügel mit hoher Streckung (lang, schlank) den induzierten Widerstand - daher verwenden Segelflugzeuge Flügel mit sehr hoher Streckung. Niedriger CL (Option C) würde den induzierten Widerstand verringern, nicht erhöhen. ### F33: Welche Teile eines Flugzeugs beeinflussen hauptsächlich die Entstehung von induziertem Widerstand? ^q33 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q33) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q33)* - A) Der vordere Rumpfteil - B) Der äußere Teil der Querruder - C) Der untere Teil des Fahrwerks - D) Die Flügelspitzen **Richtig: D)** > **Erklärung:** Induzierter Widerstand entsteht durch den Druckunterschied zwischen der Flügeloberseite und -unterseite, der eine Spannweitenströmung erzeugt, die sich zu konzentrierten Wirbeln an den Flügelspitzen aufrollt. Die Stärke dieser Wirbel - und damit der induzierte Widerstand - hängt direkt davon ab, was an den Flügelspitzen passiert. Deshalb werden Winglets, gepfeilte Flügelspitzen und elliptische Grundrisse verwendet, um die Flügelspitzenwibelstärke zu verringern. Rumpf, Querruder und Fahrwerk erzeugen primär Schädlingswiderstand, nicht induzierten Widerstand. ### F34: Wo entsteht Interferenzwiderstand? ^q34 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q34) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q34)* - A) An den Querrudern - B) Am Fahrwerk - C) An der Flügelwurzel - D) In der Nähe der Flügelspitzen **Richtig: C)** > **Erklärung:** Interferenzwiderstand entsteht dort, wo zwei Oberflächen aufeinandertreffen und ihre Grenzschichten interagieren, was Turbulenzen und zusätzlichen Widerstand erzeugt, der über das hinausgeht, was jede Oberfläche isoliert produzieren würde. Die Flügel-Rumpf-Verbindung (Flügelwurzel) ist der klassische Ort: Die Grenzschichten von Rumpf und Flügel interferieren und erzeugen eine komplexe Strömung, die den Gesamtwiderstand erhöht. Verkleidungen und Übergangsstücke werden an Flügelwurzeln verwendet, um diesen Übergang zu glätten und den Interferenzwiderstand zu reduzieren. Das Fahrwerk erzeugt Formwiderstand, nicht spezifisch Interferenzwiderstand. ### F35: Druckwiderstand, Interferenzwiderstand und Reibungswiderstand gehören zur Gruppe des ... ^q35 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q35) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q35)* - A) Schädlingswiderstands - B) Hauptwiderstands - C) Induzierten Widerstands - D) Gesamtwiderstands **Richtig: A)** > **Erklärung:** Gesamtwiderstand = Schädlingswiderstand + Induzierter Widerstand. Schädlingswiderstand umfasst alle Widerstandsanteile, die nicht mit der Auftriebserzeugung zusammenhängen: Oberflächenreibungswiderstand (viskose Schubspannung auf Oberflächen), Form-/Druckwiderstand (Druckunterschied zwischen Vorder- und Hinterkante durch Grenzschichtablösung) und Interferenzwiderstand (Kreuzungseffekte). Induzierter Widerstand entsteht separat durch den Auftriebserzeugungsprozess selbst (Flügelspitzenwirbel und Abwind). Schädlingswiderstand steigt mit V^2, während induzierter Widerstand mit V^2 sinkt. ### F36: Wie ändern sich induzierter Widerstand und Schädlingswiderstand mit zunehmender Fluggeschwindigkeit während eines horizontalen und stabilen Reiseflugs? ^q36 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q36) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q36)* - A) Schädlingswiderstand nimmt ab und induzierter Widerstand nimmt zu - B) Induzierter Widerstand nimmt ab und Schädlingswiderstand nimmt zu - C) Schädlingswiderstand nimmt ab und induzierter Widerstand nimmt ab - D) Induzierter Widerstand nimmt zu und Schädlingswiderstand nimmt zu **Richtig: B)** > **Erklärung:** Im Horizontalflug muss der Auftrieb gleich dem Gewicht sein, sodass CL mit zunehmender Geschwindigkeit abnimmt (L = CL * 0,5 * rho * V^2 * S = W, also CL = 2W / (rho * V^2 * S)). Induzierter Widerstand proportional zu CL^2 / V^2 proportional zu 1/V^2 - er nimmt mit zunehmender Geschwindigkeit ab. Schädlingswiderstand proportional zu V^2 - er nimmt mit der Geschwindigkeit zu. Die Geschwindigkeit, bei der induzierter Widerstand gleich Schädlingswiderstand ist, entspricht der Geschwindigkeit des minimalen Gesamtwiderstands, die dem besten Gleitzahlverhältnis und der maximalen Gleitreichweite beim Segelflugzeug entspricht. ### F37: Welche der aufgeführten Flügelformen hat den geringsten induzierten Widerstand? ^q37 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q37) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q37)* - A) Rechteckige Form - B) Trapezform - C) Elliptische Form - D) Doppelte Trapezform **Richtig: C)** > **Erklärung:** Der elliptische Flügelgrundriss erzeugt den minimal möglichen induzierten Widerstand für eine gegebene Spannweite und einen gegebenen Gesamtauftrieb. Dies liegt daran, dass er eine perfekt elliptische Spannweitenauftriebsverteilung erzeugt, was zu einem gleichmäßigen Abwind über die Spannweite führt - dem theoretischen Optimum. Eine elliptische Verteilung bedeutet keine "verschwendete" Auftriebskonzentration nahe der Wurzel oder plötzliche Abfälle nahe den Spitzen. Die Spitfire verwendete einen elliptischen Flügel aus diesem Grund. Zugespitzte (Trapez-)Flügel nähern sich diesem an und sind leichter herzustellen; rechteckige Flügel haben mehr induzierten Widerstand. ### F38: Welchen Effekt hat eine abnehmende Fluggeschwindigkeit auf den induzierten Widerstand während eines horizontalen und stabilen Reiseflugs? ^q38 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q38) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q38)* - A) Der induzierte Widerstand wird leicht abnehmen - B) Der induzierte Widerstand wird zusammenbrechen - C) Der induzierte Widerstand wird zunehmen - D) Der induzierte Widerstand wird konstant bleiben **Richtig: C)** > **Erklärung:** Wenn die Geschwindigkeit im Horizontalflug abnimmt, muss der Anstellwinkel erhöht werden, um ausreichend Auftrieb aufrechtzuerhalten (da CL steigen muss, um den niedrigeren dynamischen Druck auszugleichen). Ein höherer CL bedeutet stärkere Flügelspitzenwirbel und größeren induzierten Widerstand: D_induziert proportional zu CL^2 proportional zu 1/V^2. Deshalb dominiert beim Langsamflug der induzierte Widerstand - bei sehr niedrigen Geschwindigkeiten nahe dem Strömungsabriss ist der induzierte Widerstand sehr hoch und die Hauptkomponente des Gesamtwiderstands, während der Schädlingswiderstand relativ gering ist. ### F39: Welche Aussage über den induzierten Widerstand während des horizontalen Reiseflugs ist korrekt? ^q39 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q39) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q39)* - A) Induzierter Widerstand nimmt mit zunehmender Fluggeschwindigkeit ab - B) Induzierter Widerstand hat bei einer bestimmten Geschwindigkeit ein Minimum und steigt bei höheren und niedrigeren Geschwindigkeiten - C) Induzierter Widerstand hat bei einer bestimmten Geschwindigkeit ein Maximum und nimmt bei höheren und niedrigeren Geschwindigkeiten ab - D) Induzierter Widerstand nimmt mit zunehmender Fluggeschwindigkeit zu **Richtig: A)** > **Erklärung:** Induzierter Widerstand nimmt mit zunehmender Fluggeschwindigkeit im Horizontalflug monoton ab: D_induziert = 2W^2 / (rho * V^2 * S^2 * pi * AR * e). Mit zunehmendem V fällt der induzierte Widerstand kontinuierlich - es gibt kein Minimum/Maximum innerhalb des normalen Flugbereichs. Der Schädlingswiderstand (nicht der induzierte Widerstand) hat die in B/C beschriebene U-förmige Kurve. Der Gesamtwiderstand hat ein Minimum bei der Geschwindigkeit, bei der induzierter Widerstand gleich Schädlingswiderstand ist; der induzierte Widerstand selbst nimmt einfach mit der Geschwindigkeit ab. ### F40: Welche Widerstandsarten tragen zum Gesamtwiderstand bei? ^q40 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q40) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q40)* - A) Interferenzwiderstand und Schädlingswiderstand - B) Induzierter Widerstand und Schädlingswiderstand - C) Induzierter Widerstand, Formwiderstand, Reibungswiderstand - D) Formwiderstand, Reibungswiderstand, Interferenzwiderstand **Richtig: B)** > **Erklärung:** Die standardmäßige aerodynamische Aufteilung des Gesamtwiderstands ist: Gesamtwiderstand = Induzierter Widerstand + Schädlingswiderstand. Induzierter Widerstand entsteht durch Auftriebserzeugung (Flügelspitzenwirbel). Schädlingswiderstand ist der kollektive Begriff für alle nicht auftriebsbezogenen Widerstandsanteile: Form-/Druckwiderstand, Oberflächenreibungswiderstand und Interferenzwiderstand. Optionen C und D listen Unterkomponenten des Schädlingswiderstands auf, lassen aber den induzierten Widerstand weg oder kombinieren sie falsch. Option A lässt den induzierten Widerstand weg, der besonders bei niedrigen Geschwindigkeiten eine Hauptkomponente ist. ### F41: Wie ändern sich Auftrieb und Widerstand beim Annähern an einen Strömungsabriss? ^q41 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q41) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q41)* - A) Auftrieb nimmt ab und Widerstand nimmt zu - B) Auftrieb und Widerstand nehmen zu - C) Auftrieb nimmt zu und Widerstand nimmt ab - D) Auftrieb und Widerstand nehmen ab **Richtig: A)** > **Erklärung:** Wenn der kritische Anstellwinkel erreicht wird, beginnt die Strömung von der Oberseite abzulösen, beginnend an der Hinterkante und nach vorne fortschreitend. Sobald der kritische Anstellwinkel überschritten ist, bricht die saubere anliegende Strömung, die den Auftrieb erzeugte, zusammen - CL fällt stark. Gleichzeitig erzeugt die abgelöste Strömung einen großen turbulenten Nachlauf mit sehr hohem Druckwiderstand, sodass CD dramatisch ansteigt. Die Widerstandspolare zeigt dies deutlich: Die Nase der Polaren krümmt sich stark, wenn der Strömungsabriss nahert, wobei CL fällt und CD steigt. ### F42: Bei einem Strömungsabriss ist es wichtig, ... ^q42 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q42) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q42)* - A) Den Anstellwinkel zu vergrößern und die Geschwindigkeit zu erhöhen - B) Den Anstellwinkel zu verkleinern und die Geschwindigkeit zu erhöhen - C) Den Anstellwinkel zu vergrößern und die Geschwindigkeit zu verringern - D) Den Querneigungswinkel zu vergrößern und die Geschwindigkeit zu verringern **Richtig: B)** > **Erklärung:** Die Erholung vom Strömungsabriss erfordert die Verringerung des Anstellwinkels unter den kritischen Wert, damit die Strömung an der Oberseite wieder anliegen und der Auftrieb wiederhergestellt werden kann. Der Pilot muss das Höhenruder drücken, um den Anstellwinkel zu senken, was auch dem Flugzeug ermöglicht zu beschleunigen (oder der Pilot gibt Schub, wenn verfügbar). Das Vergrößern des Anstellwinkels (A, C) vertieft den Strömungsabriss. Das Verringern der Geschwindigkeit (C, D) verschlechtert den Zustand. Das Vergrößern der Querneigung (D) erhöht das Lastvielfache, was die Überziehgeschwindigkeit erhöht - genau die falsche Eingabe. ### F43: Während eines Strömungsabrisses ... ^q43 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q43) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q43)* - A) Nimmt der Auftrieb ab und der Widerstand zu - B) Nehmen Auftrieb und Widerstand zu - C) Nimmt der Auftrieb ab und der Widerstand ab - D) Nimmt der Auftrieb zu und der Widerstand ab **Richtig: A)** > **Erklärung:** Dies ist das definitive Überziehcharakteristikum: Der Auftrieb bricht zusammen, weil die Grenzschichtablösung das Druckgefälle zerstört, das ihn erzeugt, während der Widerstand dramatisch aufgrund des großen turbulenten abgelösten Nachlaufs ansteigt. Die CL-vs.-Anstellwinkel-Kurve zeigt CL_max beim kritischen Winkel, dann einen steilen Abfall - das ist der Strömungsabriss. Die CD-vs.-Anstellwinkel-Kurve steigt durch und jenseits des Strömungsabrisses stark an. Diese Kombination (weniger Auftrieb, mehr Widerstand) macht den Strömungsabriss kritisch - das Flugzeug verliert Auftrieb, während es gleichzeitig hohen Widerstand erfährt, der die Geschwindigkeit weiter reduzieren würde. ### F44: Der kritische Anstellwinkel ... ^q44 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q44) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q44)* - A) Nimmt mit vorderer Schwerpunktlage ab - B) Ändert sich mit zunehmendem Gewicht - C) Ist unabhängig vom Gewicht - D) Nimmt mit hinterer Schwerpunktlage zu **Richtig: C)** > **Erklärung:** Der kritische (Uberzieh-)Anstellwinkel ist eine feste aerodynamische Eigenschaft der Profilform - es ist der Anstellwinkel, bei dem Strömungsablösung auftritt, unabhängig von Fluggeschwindigkeit, Gewicht oder Höhe. Was sich mit dem Gewicht ändert, ist die Überziehgeschwindigkeit (Vs = sqrt(2W / (rho * S * CL_max))), nicht der Überzieh-Anstellwinkel. Ein schwereres Flugzeug muss schneller fliegen, um den gleichen Auftrieb zu erzeugen, aber es überreißt dennoch beim gleichen kritischen Anstellwinkel. Die Schwerpunktlage beeinflusst die Nickstabilität und Steuerwirksamkeit, ändert aber nicht den kritischen Winkel des Profils. ### F45: Was führt zu einer verringerten Überziehgeschwindigkeit Vs (IAS)? ^q45 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q45) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q45)* - A) Geringere Dichte - B) Abnahme des Gewichts - C) Geringere Höhe - D) Hoheres Lastvielfaches **Richtig: B)** > **Erklärung:** Aus Vs = sqrt(2W / (rho * S * CL_max)): Die Überziehgeschwindigkeit sinkt, wenn das Gewicht (W) sinkt, da weniger Auftrieb benötigt wird, um das Gleichgewicht zu halten. Geringere Dichte (A) erhöht die echte Überziehgeschwindigkeit (TAS), die angezeigte Überziehgeschwindigkeit (IAS) bleibt aber näherungsweise konstant (da IAS auf dem dynamischen Druck basiert q = 0,5 * rho * V_TAS^2, was 0,5 * rho_0 * V_IAS^2 entspricht). Ein hoheres Lastvielfaches (D) erhöht das scheinbare Gewicht (n*W) und erhöht die Überziehgeschwindigkeit. Geringere Höhe bedeutet höhere Dichte, was die TAS-Überziehgeschwindigkeit leicht senkt, aber die IAS-Überziehgeschwindigkeit nicht wesentlich ändert. ### F46: Welche Aussage zum Trudeln ist korrekt? ^q46 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q46) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q46)* - A) Während der Erholung sollten die Querruder neutral gehalten werden - B) Während des Trudelns nimmt die Geschwindigkeit ständig zu - C) Während der Erholung sollten die Querruder gekreuzt werden - D) Nur sehr alte Flugzeuge haben ein Trudelrisiko **Richtig: A)** > **Erklärung:** Die Trudelausstiegsechnik (PARE: Power off - Leistung weg, Ailerons neutral - Querruder neutral, Rudder opposite - Seitenruder entgegen der Trudelrichtung, Elevator forward - Höhenruder drücken) erfordert, dass die Querruder neutral gehalten werden, da der Einsatz von Querrudern während des Trudelns die Drehung verschlimmern kann - das Anlegen von Querruder in Trudelrichtung erhöht den Anstellwinkel des inneren Flügels (der möglicherweise bereits abgerissen ist) und kann das Trudeln vertiefen. Seitenruder entgegen der Trudelrichtung stoppt die Autorotation; vorwärts gedrücktes Höhenruder verringert dann den Anstellwinkel, um beide Flügel zu entsperren. Die Geschwindigkeit nimmt im Trudeln nicht ständig zu - das Flugzeug erreicht ein stabilisiertes Trudeln mit relativ konstanter Geschwindigkeit und Drehrate. ### F47: Die laminare Grenzschicht am Profil befindet sich zwischen ... ^q47 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q47) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q47)* - A) Dem Staupunkt und dem Druckpunkt - B) Dem Staupunkt und dem Umschlagpunkt - C) Dem Umschlagpunkt und dem Ablösepunkt - D) Dem Umschlagpunkt und dem Druckpunkt **Richtig: B)** > **Erklärung:** Die Grenzschichtentwicklung folgt einer bestimmten Abfolge: Die Strömung teilt sich am Staupunkt, eine laminare Grenzschicht entwickelt sich vom Staupunkt rückwärts, dann wandelt sich die laminare Schicht am Umschlagpunkt in eine turbulente um, und schließlich löst sich die turbulente Schicht am Ablösepunkt von der Oberfläche. Die laminare Grenzschicht belegt daher den Bereich vom Staupunkt bis zum Umschlagpunkt. Laminarprofile sind darauf ausgelegt, den Umschlagpunkt so weit wie möglich nach hinten zu verschieben, um den Reibungswiderstand zu minimieren. ### F48: Welche Arten von Grenzschichten sind an einem Profil zu finden? ^q48 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q48) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q48)* - A) Laminare Grenzschicht entlang der gesamten Oberseite mit nicht abgelöster Strömung - B) Turbulente Schicht in den vorderen Flügelbereichen, laminare Grenzschicht in den hinteren Bereichen - C) Turbulente Grenzschicht entlang der gesamten Oberseite mit abgelöster Strömung - D) Laminare Schicht in den vorderen Flügelbereichen, turbulente Grenzschicht in den hinteren Bereichen **Richtig: D)** > **Erklärung:** Die natürliche Abfolge der Grenzschichtentwicklung an einem Profil verläuft von laminar (nahe der Vorderkante, wo die Strömung geordnet ist und die Reynoldszahl gering ist) bis turbulent (weiter hinten, nach dem Umschlag). Die umgekehrte Abfolge (zuerst turbulent, dann laminar) tritt auf natürlichem Wege nicht auf. Diese vordere laminare/hintere turbulente Anordnung ist der Grund, warum Designer die maximale Dicke von Laminarflügelprofilen weiter nach hinten setzen - um den günstigen Druckgradienten aufrechtzuerhalten, der die laminare Strömung so lange wie möglich vor dem Umschlag erhält. ### F49: Wie unterscheidet sich eine laminare Grenzschicht von einer turbulenten Grenzschicht? ^q49 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q49) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q49)* - A) Die laminare Grenzschicht ist dünner und erzeugt mehr Reibungswiderstand - B) Die turbulente Grenzschicht kann der Profilwölbung bei höheren Anstellwinkeln folgen - C) Die laminare Grenzschicht erzeugt Auftrieb, die turbulente Grenzschicht erzeugt Widerstand - D) Die turbulente Grenzschicht ist dicker und erzeugt weniger Reibungswiderstand **Richtig: B)** > **Erklärung:** Die turbulente Grenzschicht hat, obwohl sie hoeheren Reibungswiderstand als die laminare Schicht aufweist, eine energiereichere Durchmischung, die es ihr ermöglicht, bei höheren Anstellwinkeln gegen einen ungünstigen Druckgradienten an der Oberfläche zu bleiben. Dies ist ihr entscheidender Vorteil: Sie widersteht der Strömungsablösung besser. Die laminare Grenzschicht ist tatsächlich dünner (A ist teilweise korrekt bezüglich der Dicke) und hat weniger Reibungswiderstand - aber sie löst leichter ab. Deshalb werden manchmal Turbulatoren an Segelflugzeugen verwendet: um den Übergang zu turbulenter Strömung gezielt einzuleiten und laminare Ablöseblasen zu verhindern. ### F50: Welches Strukturelement sorgt für die Querstabilität eines Flugzeugs? ^q50 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^q50) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^q50)* - A) Flügel-V-Form (Diederwinkel) - B) Senkrechtes Leitwerk - C) Differentielle Querruderausschläge - D) Höhenruder **Richtig: A)** > **Erklärung:** Querstabilität (Rollstabilität) - die Tendenz, nach einer Rollstörung in die Waagerechte zurückzukehren - wird primär durch den Diederwinkel (den Aufwärtswinkel der Flügel zur Horizontalen) bereitgestellt. Wenn eine Böe das Flugzeug rollt, sinkt der untere Flügel und sein Anstellwinkel erhöht sich (er trifft auf mehr Luftströmung), erzeugt mehr Auftrieb und ein rückstellendes Moment zurück in die Waagerechte. Das senkrechte Leitwerk sorgt für Richtungsstabilität (Gieren); Querruder sind Rollsteuerflächen (keine Stabilitätsflächen), und das Höhenruder steuert das Nicken. Hochdecker erreichen ähnliche Querstabilität durch den Pendeleffekt des unter den Flügeln hängenden Rumpfes. --- ## BAZL/OFAC - Serie 1 Fragen ### BAZL Br.80 F2: Wie groß ist der mittlere Wert der Fallbeschleunigung an der Erdoberfläche? ^bazl_80_2 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_2) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_2)* > *Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques* - A) 100 m/sec² - B) 1013,25 hPa - C) 15° C/100 m - D) 9,81 m/sec² **Richtig: D)** > **Erklärung:** Die standardmäßige Fallbeschleunigung an der Erdoberfläche beträgt 9,81 m/s² (ISA-Wert). Dieser Wert ist in der Luftfahrt grundlegend: Er wird verwendet, um das Gewicht (W = m × g), das Lastvielfache und taucht in allen Leistungsgleichungen auf. 1013,25 hPa ist der Standarddruck auf Meereshöhe, und 15°C/100 m ist kein korrekter Gradient (der Standardtemperaturgradient beträgt 0,65°C/100 m). ### BAZL Br.80 F15: Die zulässige Klappenstellung im Schiebeflug ist ... ^bazl_80_15 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_15) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_15)* > *Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques* - A) Im Flughandbuch (AFM) festgelegt - B) Klappen vollständig eingefahren - C) Klappen vollständig ausgefahren - D) Abhängig von der vertikalen Abwärtskomponente der Fluggeschwindigkeit **Richtig: A)** > **Erklärung:** Die zulässige Klappenstellung während eines Schiebeflugs ist immer im Flughandbuch (AFM/POH) festgelegt. Einige Segelflugzeuge verbieten ausgefahrene Klappen im Schiebeflug, weil die Kombination von Klappen und ausgelenktem Seitenruder gefährliche aerodynamische Kräftepaare erzeugen oder strukturelle Grenzen überschreiten kann. Andere erlauben bestimmte Konfigurationen. Die einzige korrekte Antwort ist daher, das AFM zu konsultieren. ### BAZL Br.80 F19: Von einem Flugzeug sagt man, es hat dynamische Stabilität, wenn ... ^bazl_80_19 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_19) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_19)* > *Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques* - A) Es nach einer Störung automatisch in sein ursprüngliches Gleichgewicht zurückkehren kann - B) Es sich nach einer Störung automatisch bei einem neuen Gleichgewicht stabilisieren kann - C) Die Drehung um die Nickachse automatisch durch die Querruder korrigiert wird - D) Das zulässige Lastvielfache eine positive Beschleunigung von mindestens 4 g und eine negative Beschleunigung von mindestens 2 g mit eingefahrenen Landeklappen erlaubt **Richtig: A)** > **Erklärung:** Dynamische Stabilität beschreibt das Verhalten eines Flugzeugs über die Zeit nach einer Störung. Ein dynamisch stabiles Flugzeug kehrt nach einer Störung automatisch in sein ursprüngliches Gleichgewicht (Trimmzustand) zurück - die Schwingungen klingen progressiv ab. Antwort B beschreibt sogenannte "neutrale oder konvergierende Stabilität gegenüber einem neuen Gleichgewicht", was sich davon unterscheidet. Statische Stabilität (die unmittelbare Neigung zur Rückkehr) ist eine notwendige, aber nicht hinreichende Bedingung für dynamische Stabilität. ### BAZL Br.80 F20: Bei starker Turbulenz muss die Fluggeschwindigkeit reduziert werden ... ^bazl_80_20 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_20) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_20)* > *Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques* - A) Auf unter die Manövergeschwindigkeit V_A - B) Auf die normale Reisefluggeschwindigkeit - C) Auf die minimale konstante Geschwindigkeit in Landekonfiguration - D) Auf eine Geschwindigkeit innerhalb des gelben Bogens des Fahrtmessers **Richtig: A)** > **Erklärung:** Die Manövergeschwindigkeit V_A (oder Turbulenzpenetrations-geschwindigkeit) ist die maximale Geschwindigkeit, bei der volle Steuerflächen-auslenkungen oder starke Windböen keine Überschreitung der strukturellen Grenzlast verursachen. Unterhalb von V_A überzieht der Flügel, bevor die strukturelle Grenzlast erreicht wird, und schützt so die Struktur. Bei starker Turbulenz muss die Geschwindigkeit auf unter V_A reduziert werden, um strukturelle Schäden durch dynamische Böenlasten zu vermeiden. ### BAZL Br.80 F1: In der ICAO-Standardatmosphäre beträgt der Temperaturgradient in der Troposphäre ... ^bazl_80_1 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_1) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_1)* > *Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques* - A) 2°C/100 m - B) 0,65°C/1000 ft - C) 2°C/100 ft - D) 0,65°C/100 m **Richtig: D)** > **Erklärung:** In der ICAO-Standardatmosphäre (ISA) nimmt die Temperatur in der Troposphäre um 0,65°C je 100 m Höhe ab (entspricht 2°C/1000 ft oder 6,5°C/1000 m). Antwort B (0,65°C/1000 ft) ist falsch, da die Einheit falsch ist - dies wäre ein viel zu geringer Temperaturgradient. Antwort D ist die einzige korrekte: 0,65°C je 100 m Höhe. ### BAZL Br.80 F3: Der atmosphärische Druck beträgt auf etwa ... die Hälfte des Drucks auf Meereshöhe. ^bazl_80_3 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_3) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_3)* > *Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques* - A) 5.500 ft - B) 6.600 ft - C) 5.500 m - D) 6.600 m **Richtig: C)** > **Erklärung:** Der atmosphärische Druck nimmt mit der Höhe näherungsweise exponentiell ab. In der ICAO-Standardatmosphäre beträgt der Druck auf ungefähr 5.500 m (18.000 ft) etwa die Hälfte des Meeresdrucks (1013,25 hPa -> ~506 hPa). Dieser Wert ist wichtig für die Hochaltitudephysiologie (Sauerstoffbedarf) und für Berechnungen zur Dichtehöhe und Leistung. ### BAZL Br.80 F4: Die Dichtehöhe entspricht immer ... ^bazl_80_4 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_4) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_4)* > *Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques* - A) Der wahren angezeigten Höhe nach Korrektur des Instrumentfehlers - B) Der Höhe, die bei auf QNH eingestelltem Höhenmesser abgelesen wird, korrigiert für die Temperaturabweichung von der Standardtemperatur - C) Der Druckhöhe, korrigiert für die Temperaturabweichung von der Standardtemperatur - D) Der Höhe, bei der atmosphärischer Druck und Temperatur denen der Standardatmosphäre entsprechen **Richtig: C)** > **Erklärung:** Die Dichtehöhe ist die Höhe, bei der das Flugzeug in der ISA-Standardatmosphäre wäre, wenn die Luftdichte gleich den tatsächlichen Bedingungen wäre. Sie wird aus der Druckhöhe (Höhenmesser auf 1013,25 hPa eingestellt) berechnet, korrigiert für die Temperaturabweichung von der ISA. Eine Temperatur, die höher als ISA ist, ergibt eine Dichtehöhe, die höher als die Druckhöhe ist, was die Flugleistung verringert. Antwort D beschreibt die Druckhöhe, nicht die Dichtehöhe. ### BAZL Br.80 F5: Das vereinfachte Kontinuitätsgesetz, angewendet auf eine Luftströmung, lautet: In einem bestimmten Zeitraum bleibt eine strömende Luftmasse unabhängig von dem Querschnitt, durch den sie strömt, erhalten. Das bedeutet, dass ... ^bazl_80_5 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_5) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_5)* > *Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques* - A) Die Strömungsgeschwindigkeit zunimmt, wenn der Querschnitt abnimmt - B) Die Strömungsgeschwindigkeit abnimmt, wenn der Querschnitt abnimmt - C) Die Strömungsgeschwindigkeit zunimmt, wenn der Querschnitt zunimmt - D) Die Strömungsgeschwindigkeit konstant bleibt **Richtig: A)** > **Erklärung:** Die Kontinuitätsgleichung besagt, dass für eine inkompressible Flüssigkeit der Volumenstrom Q = S × V entlang eines Stromrohrs konstant ist. Wenn der Querschnitt S abnimmt, muss die Geschwindigkeit V proportional zunehmen, um Q konstant zu halten. Dieses Prinzip erklärt zusammen mit dem Bernoulli-Theorem, warum Luft über die gewölbte Oberseite eines Flügelprofils beschleunigt wird, was ein Unterdruckgebiet erzeugt, das Auftrieb erzeugt. ### BAZL Br.80 F6: Die aerodynamische Resultierende (Widerstand und Auftrieb) hängt von der Luftdichte ab. Wenn die Luftdichte abnimmt ... ^bazl_80_6 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_6) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_6)* > *Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques* - A) Nehmen sowohl Widerstand als auch Auftrieb ab - B) Nehmen sowohl Widerstand als auch Auftrieb zu - C) Nimmt Widerstand zu und Auftrieb ab - D) Nimmt Widerstand ab und Auftrieb zu **Richtig: A)** > **Erklärung:** Sowohl Auftrieb als auch Widerstand sind proportional zum dynamischen Druck q = 0,5 × rho × V². Wenn die Luftdichte rho abnimmt (in der Höhe oder bei hohen Temperaturen), sinkt q bei gegebener Geschwindigkeit, was sowohl Auftrieb als auch Widerstand reduziert. Deshalb verschlechtert sich die Flugleistung in grösser Höhe oder bei grösser Hitze: Das Flugzeug muss schneller fliegen (höhere TAS), um den gleichen Auftrieb zu erzeugen, während der aerodynamische Gesamtwiderstand bei konstanter angezeigter Fluggeschwindigkeit abnimmt. ### BAZL Br.80 F11: Wie heißt der Punkt, um den sich das Nickmoment bezüglich der Querachse bei einer Änderung des Anstellwinkels nicht ändert? ^bazl_80_11 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_11) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_11)* > *Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques* - A) Symmetriezentrum - B) Schwerpunkt - C) Aerodynamisches Zentrum - D) Neutralpunkt **Richtig: D)** > **Erklärung:** Der Neutralpunkt (auch aerodynamisches Zentrum auf Flügelebene, aber "Neutralpunkt" für das gesamte Flugzeug) ist der Punkt, um den das Nickmoment unabhängig von Änderungen des Anstellwinkels konstant bleibt. Bei einem stabilen Flugzeug muss der Schwerpunkt vor dem Neutralpunkt liegen - der Abstand vom SP zum Neutralpunkt bildet die statische Stabilitätsmarge. Hinweis: Für ein isoliertes Profil entspricht dieser Punkt dem aerodynamischen Zentrum (bei ungefähr 25% der Profilsehne); für das gesamte Flugzeug berücksichtigt der Neutralpunkt den Beitrag des Höhenleitwerks. ### BAZL Br.80 F9: Der Winkel zwischen der Profilsehne und der Längsachse des Flugzeugs wird ... genannt. ^bazl_80_9 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_9) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_9)* > *Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques* - A) Der Diederwinkel - B) Der Pfeilungswinkel - C) Der Anstellwinkel - D) Der Einstellwinkel **Richtig: D)** > **Erklärung:** Der Einstellwinkel ist der konstruktiv festgelegte Winkel zwischen der Profilsehne und der Längsachse des Rumpfes. Er ändert sich im Flug nicht. Er darf nicht mit dem Anstellwinkel verwechselt werden, der der Winkel zwischen der Profilsehne und der Richtung des relativen Fahrtwinds ist (und der sich im Flug je nach Fluglage und Geschwindigkeit ändert). Der Einstellwinkel wird vom Hersteller so gewählt, dass der Flügel im Reiseflug den notwendigen Auftrieb bei einer aerodynamisch günstigen Rumpflage erzeugt. ### BAZL Br.80 F17: Was entspricht dem Umschlagpunkt? ^bazl_80_17 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_17) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_17)* > *Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques* - A) Dem seitlichen Rollen des Flugzeugs - B) Dem Wechsel von einer turbulenten zu einer laminaren Grenzschicht - C) Dem Wechsel von einer laminaren zu einer turbulenten Grenzschicht - D) Dem Punkt, an dem C_Lmax erreicht wird **Richtig: C)** > **Erklärung:** Der Umschlagpunkt ist genau der Ort am Profil, an dem die Grenzschicht von einem laminaren Regime (geordnete Strömung, in parallelen Schichten) zu einem turbulenten Regime (ungeordnete Strömung, mit querverlaufender Durchmischung) wechselt. Dieser Übergang ist in Strömungsrichtung irreversibel: Der Wechsel erfolgt von laminar zu turbulent, nie umgekehrt. Die Position des Umschlagpunkts hängt von der Reynoldszahl, dem Druckgradienten und der Oberflächenrauheit ab - ein günstiger Druckgradient (Beschleunigung) erhält laminare Strömung, während ein ungünstiger Gradient (Verzögerung) den Umschlag auslöst. ### BAZL Br.80 F10: Geometrische oder aerodynamische Flügelschränkung führt zu ... ^bazl_80_10 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_10) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_10)* > *Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques* - A) Teilweiser Kompensation des schädlichen Gierens bei niedriger Geschwindigkeit - B) Progressiver Strömungsablösung entlang der Flügelspannweite - C) Gleichzeitiger Strömungsablösung entlang der Flügelspannweite bei niedriger Geschwindigkeit - D) Einer höheren Reisefluggeschwindigkeit **Richtig: B)** > **Erklärung:** Flügelschränkung (geometrisch oder aerodynamisch) variiert den Einstellwinkel oder die aerodynamischen Eigenschaften über die Spannweite, sodass der Strömungsabriss nicht gleichzeitig über den gesamten Flügel eintritt. Die Wurzel (größerer Einstellwinkel) erreicht zuerst den kritischen Winkel und reißt progressiv ab, während die äußeren Abschnitte noch anliegen. Diese progressive (statt gleichzeitige) Strömungsablösung verbessert die Abreiß-Sicherheit und erhält die Rollkontrolle über die Querruder. Der Einfluss auf das schädliche Gieren (A) ist indirekt und marginal. ### BAZL Br.80 F14: Der Profilwiderstand (Formwiderstand) eines Körpers wird hauptsächlich beeinflusst durch ... ^bazl_80_14 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_14) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_14)* > *Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques* - A) Seine Dichte - B) Seine Innentemperatur - C) Die Bildung von Wirbeln - D) Seine Masse **Richtig: C)** > **Erklärung:** Formwiderstand (Druckwiderstand) wird durch den Druckunterschied zwischen der Vorder- und Rückseite eines Körpers verursacht, bedingt durch Grenzschichtablösung und die Bildung von Wirbeln im Nachlauf. Je intensiver die Wirbelbildung (unstromlinienförmiger Körper, stumpfe Hinterkante), desto höher der Formwiderstand. Deshalb haben stromlinienförmige Profile einen viel geringeren Formwiderstand als eine flache Platte oder Kugel - ihre progressiv konvergierende Form ermöglicht es der Strömung, länger anzuliegen und den turbulenten Nachlauf zu reduzieren. ### BAZL Br.80 F12: Der aerodynamische Widerstand einer ebenen Scheibe, die von einer Luftströmung umströmt wird, hängt insbesondere ab von ... ^bazl_80_12 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_12) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_12)* > *Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques* - A) Der Zugfestigkeit seines Materials - B) Der Fläche senkrecht zur Luftströmung - C) Seiner Dichte - D) Seinem Gewicht **Richtig: B)** > **Erklärung:** Der Widerstand einer ebenen Scheibe (unstromlinienförmiger Körper) ist Druckwiderstand: Er hängt primär von der dem Luftstrom senkrecht ausgesetzten Stirnfläche S und dem dynamischen Druck q = 0,5 × rho × V² ab. Die Formel lautet D = CD × q × S. Materialfestigkeit, Eigendichte der Scheibe oder ihr Gewicht beeinflussen den aerodynamischen Widerstand nicht - dieser ist rein eine Funktion von Form, projizierter Fläche und Strömungsbedingungen. ### BAZL Br.80 F16: Welche Tangente berührt die Geschwindigkeitspolare am Punkt des minimalen Sinkens? ^bazl_80_16 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_16) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_16)* > *Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques* > **Geschwindigkeitspolare:** > ![[figures/bazl_80_q16_polaire_tangentes.png]] > *A = Tangente vom Ursprung -> beste Gleitzahl (bestes L/D-Verhältnis, bestes Gleiten)* > *B = Tangente von einem nach rechts auf der V-Achse verschobenen Punkt -> bestes Gleiten bei Gegenwind* > *C = Tangente von einem Punkt über dem Ursprung auf der W-Achse (McCready) -> optimale Intertermikal-Geschwindigkeit; berührt die Polare am Punkt des minimalen Sinkens* > *D = Horizontale Linie auf Höhe der minimalen Sinkrate -> zeigt die Geschwindigkeit des minimalen Sinkens (Vmin sink) an* - A) Tangente (A) - B) Tangente (B) - C) Tangente (C) - D) Tangente (D) **Richtig: C)** > **Erklärung:** An der Geschwindigkeitspolare (Kurve, die die Sinkrate W als Funktion der Horizontalgeschwindigkeit V zeigt) entspricht der Punkt des minimalen Sinkens dem niedrigsten Punkt der Kurve (der kleinste Wert von W im absoluten Betrag). Die Tangente an diesem Punkt ist eine horizontale Tangente - dies ist Tangente (C) im Diagramm. Dieser Punkt entspricht der Mindest-Sink-Geschwindigkeit, die verwendet wird, um die Flugzeit zu maximieren oder Thermik zu nutzen. Die vom Ursprung zur Polaren gezogene Tangente (Tangente B) ergibt die Geschwindigkeit für das beste L/D-Verhältnis (beste Gleitzahl). ### BAZL Br.80 F13: Induzierter Widerstand nimmt zu ... ^bazl_80_13 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_13) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_13)* > *Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques* - A) Mit zunehmendem Anstellwinkel - B) Mit abnehmendem Anstellwinkel - C) Mit zunehmender Fluggeschwindigkeit - D) Wenn der Schädlingswiderstand zunimmt **Richtig: A)** > **Erklärung:** Induzierter Widerstand ist proportional zu CL²: D_induziert = CL² / (pi × AR × e) × q × S. Durch Vergrößerung des Anstellwinkels steigt CL und damit CL², was induzierten Widerstand wachsen lässt. Im Horizontalflug bei konstanter Geschwindigkeit entspricht eine Vergrößerung des Anstellwinkels einer niedrigeren Geschwindigkeit, was den induzierten Widerstand weiter erhöht (D_induziert proportional zu 1/V²). Durch Erhöhung der Geschwindigkeit (C) sinkt CL im Horizontalflug und der induzierte Widerstand nimmt ab. Schädlingswiderstand (D) variiert unabhängig vom induzierten Widerstand. ### BAZL Br.80 F18: Wie verhält sich die Mindestgeschwindigkeit eines Flugzeugs im horizontalen Kurvenflug bei 45° Querneigung im Vergleich zum Geradeausflug? ^bazl_80_18 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_18) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_18)* > *Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques* - A) Sie nimmt ab - B) Sie ändert sich nicht - C) Sie nimmt zu - D) Sie hängt vom Flugzeugtyp ab **Richtig: C)** > **Erklärung:** Im horizontalen Kurvenflug mit Querneigungswinkel phi beträgt das Lastvielfache n = 1/cos(phi). Bei 45° Querneigung ergibt sich n = 1/cos(45°) = 1/0,707 ca. 1,41. Die Überziehgeschwindigkeit in der Kurve beträgt Vs_Kurve = Vs × Wurzel aus n = Vs × Wurzel aus 1,41 ca. Vs × 1,19. Daher erhöht sich die Mindestgeschwindigkeit um etwa 19% gegenüber dem Geradeausflug. Dieser Anstieg der Überziehgeschwindigkeit in Kurven ist ein grundlegendes Sicherheitskonzept - enge Kurven in niedriger Höhe (wie im Endanflug) sind besonders gefährlich, weil der Abstand zur Überziehgeschwindigkeit verringert ist. ### BAZL Br.80 F8: Schädliches Gieren wird verursacht durch ... ^bazl_80_8 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_8) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_8)* > *Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques* - A) Den Kreiseleffekt, der beim Einleiten einer Kurve auftritt - B) Die seitliche Luftströmung über den Flügel nach Einleitung einer Kurve - C) Den Anstieg des induzierten Widerstands des Querruders am absteigenden Flügel - D) Den Anstieg des induzierten Widerstands des Querruders am aufsteigenden Flügel **Richtig: D)** > **Erklärung:** Schädliches Gieren wird durch die Asymmetrie des Widerstands zwischen den beiden Querrudern beim Kurveneinleiten verursacht. Das aufsteigende Querruder (auf der Seite des höheren Flügels) vergrößert den lokalen Anstellwinkel, erzeugt mehr Auftrieb, aber auch mehr induzierten Widerstand. Dieser zusätzliche Widerstand auf der aufsteigenden Seite erzeugt ein Giermoment zur aufsteigenden Seite hin - also in die entgegengesetzte Richtung der Kurve (daher "schädliches Gieren"). Differentielle Querruder und Spoiler-Luftbremsen sind technische Lösungen zur Minderung dieses Effekts. ### BAZL Br.80 F7: Die wahre Fluggeschwindigkeit (TAS) ist die vom Fahrtmesser angezeigte Geschwindigkeit ... ^bazl_80_7 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_80_7) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_80_7)* > *Quelle: BAZL/OFAC Serie 1 - Branches Spécifiques* - A) Ohne jede Korrektur - B) Korrigiert um Positions- und Instrumentenfehler - C) Angepasst an die Luftdichte - D) Korrigiert um sowohl b) als auch c) **Richtig: D)** > **Erklärung:** Die wahre Fluggeschwindigkeit (TAS) wird aus der angezeigten Fluggeschwindigkeit (IAS) durch Anwendung von zwei aufeinanderfolgenden Korrekturen gewonnen: zunächst Positions- und Instrumentenfehler (ergibt kalibrierte Fluggeschwindigkeit, CAS), dann die Dichtekorrrektur (berücksichtigt den Unterschied zwischen tatsächlicher Luftdichte und Standard-Meereshöhendichte). TAS ist daher die tatsächliche Geschwindigkeit des Flugzeugs durch die Luftmasse. In grösser Höhe ist TAS deutlich höher als IAS, weil die Luftdichte geringer ist. --- ## Serie 2 - FOCA/BAZL Übungstest ### BAZL 801 F1 - Der zulässige Geschwindigkeitsbereich für die Verwendung von Schlitzklappen ist: ^bazl_801_1 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_1) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_1)* - A) Nicht begrenzt - B) Nach oben durch die Manövergeschwindigkeit (Maneuvering Speed) begrenzt - C) Nach unten durch das untere Ende des grünen Bogens begrenzt - D) Im Flughandbuch (AFM) und normalerweise auf dem Fahrtmesser angegeben **Richtig: D)** > **Erklärung:** Der zulässige Geschwindigkeitsbereich für Schlitzklappen ist im Flughandbuch (AFM) und normalerweise auf dem Fahrtmesser (weisser oder hellgrüner Bogen) angegeben. Er variiert je nach Segelflugzeugtyp. ### BAZL 801 F2 - Flügelspitzenwirbel entstehen durch den Druckausgleich an der Flügelspitze von: ^bazl_801_2 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_2) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_2)* - A) Oberseite zur Unterseite an der Flügelspitze - B) Unterseite zur Oberseite an der Flügelspitze - C) Oberseite zur Unterseite entlang der gesamten Hinterkante - D) Unterseite zur Oberseite entlang der gesamten Hinterkante **Richtig: B)** > **Erklärung:** Flügelspitzenwirbel (induzierte Wirbel) entstehen durch den Druckausgleich von der Unterseite (Überdruck) zur Oberseite (Unterdruck) an der Flügelspitze. Dieses Phänomen erzeugt induzierten Widerstand. ### BAZL 801 F3 - Der Anstellwinkel eines Profils liegt immer zwischen: ^bazl_801_3 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_3) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_3)* - A) Längsachse des Flugzeugs und Horizont - B) Längsachse des Flugzeugs und der allgemeinen Luftströmungsrichtung - C) Profilsehne und der allgemeinen Luftströmungsrichtung - D) Horizont und der allgemeinen Luftströmungsrichtung **Richtig: C)** > **Erklärung:** Der Anstellwinkel ist der Winkel zwischen der Profilsehne und der allgemeinen Luftströmungsrichtung (Richtung des relativen Fahrtwinds). Er ist nicht der Winkel zum Horizont oder zur Längsachse. ### BAZL 801 F4 - In der Standardatmosphäre betragen Temperatur und Luftdruck auf Meereshöhe: ^bazl_801_4 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_4) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_4)* - A) 15° F und 29,92 Hg - B) 59° C und 29,92 hPa - C) 15° C und 1013,25 Hg - D) 15° C und 1013,25 hPa **Richtig: A)** > **Erklärung:** Der Druck in der ICAO-Standardatmosphäre auf Meereshöhe beträgt 1013,25 hPa (Millibar) = 29,92 Zoll Quecksilbersäule (inHg). 29,92 hPa ist falsch. ### BAZL 801 F5 - Bezogen auf eine Luftströmung lautet die vereinfachte Kontinuitätsgleichung: Im gleichen Moment strömt dieselbe Luftmasse durch jeden beliebigen Querschnitt; Das bedeutet: ^bazl_801_5 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_5) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_5)* ![[figures/bazl_801_q5.png]] - A) Die Luftmasse strömt mit einer niedrigeren Geschwindigkeit durch einen grösseren Querschnitt - B) Die Luftmasse strömt mit einer niedrigeren Geschwindigkeit durch einen kleineren Querschnitt - C) Die Luftmasse strömt mit einer höheren Geschwindigkeit durch einen grösseren Querschnitt - D) Die Geschwindigkeit der Luftmasse ändert sich nicht **Richtig: B)** > **Erklärung:** Die mittlere Wölbungslinie ist die Linie, die gleichweit von Unterseite und Oberseite entfernt ist. In der Abbildung wird sie durch Linie B dargestellt. ### BAZL 801 F6 - Warum ist es in einem korrekt ausgeführten Kurvenflug ohne Höhenverlust angebracht, leicht am Höhenruder zu ziehen? ^bazl_801_6 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_6) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_6)* - A) Um die Geschwindigkeit zu verringern und dadurch die Fliehkraft zu reduzieren - B) Um ein Herausrutschen aus der Kurve nach aussen zu verhindern - C) Um den Auftrieb leicht zu erhöhen - D) Um ein Einrutschen in die Kurve nach innen zu verhindern **Richtig: D)** > **Erklärung:** Im koordinierten Kurvenflug ohne Höhenverlust ist ein Rückdruck am Höhenruder notwendig, um den Auftrieb zu erhöhen und die Fliehkraft (Lastvielfaches > 1) auszugleichen. Der Auftrieb muss sowohl die Schwerkraft als auch die Fliehkraft kompensieren. ### BAZL 801 F7 - Wenn die Stirnfläche einer Scheibe in einer Luftströmung verdreifacht wird, nimmt der Widerstand zu: ^bazl_801_7 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_7) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_7)* - A) 9-mal - B) 6-mal - C) 3-mal - D) 1,5-mal **Richtig: D)** > **Erklärung:** Ein Strömungsabriss tritt bei einem kritischen Anstellwinkel (Abreisswinkel) auf, unabhängig von der Fluggeschwindigkeit. Bei diesem Winkel verursacht Strömungsablösung auf der Oberseite einen plötzlichen Auftriebsabfall. ### BAZL 801 F8 - Die aerodynamische Schränkung des Flügels ist eine Veränderung: ^bazl_801_8 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_8) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_8)* - A) Des Profils von der Flügelwurzel zur Flügelspitze - B) Des Anstellwinkels an der Flügelspitze mittels des Querruders - C) Des Einstellwinkels eines gleichen Profils von der Flügelwurzel zur Flügelspitze - D) Des Diederwinkels des Flügels von der Wurzel zur Spitze **Richtig: B)** > **Erklärung:** Strömungsablösung tritt bei einem bestimmten Anstellwinkel (kritischer Winkel) auf, der für jedes Profil spezifisch ist. Sie steht nicht in Zusammenhang mit der Nasenfluglage relativ zum Horizont. ### BAZL 801 F9 - Wie gross ist der mittlere Wert der Erdbeschleunigung an der Erdoberfläche? ^bazl_801_9 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_9) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_9)* - A) 100 m/sec² - B) 1013,25 hPa - C) 15° C/100 m - D) 9,81 m/sec² **Richtig: D)** > **Erklärung:** Die standardmäßige Erdbeschleunigung an der Erdoberfläche beträgt 9,81 m/s². Dies ist der ISA-Wert, der in allen Leistungsberechnungen verwendet wird. ### BAZL 801 F10 - Die vom Fahrtmesser (ASI) angezeigte Geschwindigkeit basiert auf der Messung von: ^bazl_801_10 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_10) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_10)* - A) Dem Gesamtdruck in einer Aneroidkapsel - B) Dem statischen Druck um eine Aneroidkapsel - C) Der Differenz zwischen statischem Druck und Gesamtdruck - D) Dem Wetterfahneneffekt, wo der Druck abnimmt **Richtig: C)** > **Erklärung:** Die Fahrtmesseranzeige basiert auf der Differenz zwischen statischem Druck und Gesamtdruck (dynamischer Druck). Der Fahrtmesser misst diese Differenz über das Pitoerohr und die statische Drucköffnung. ### BAZL 801 F11 - Das horizontale und vertikale Festleitwerk dienen insbesondere zur: ^bazl_801_11 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_11) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_11)* - A) Verringerung des Luftwiderstands - B) Steuerung des Flugzeugs um seine Längsachse - C) Reduzierung der Bildung von Flügelspitzenwirbeln - D) Stabilisierung des Flugzeugs im Flug **Richtig: D)** > **Erklärung:** Horizontal- und Vertikalleitwerk dienen hauptsächlich zur Stabilisierung des Flugzeugs im Flug (Längs- und Richtungsstabilität). Ohne sie wäre das Flugzeug instabil. ### BAZL 801 F12 - Beim Ausfahren von Schlitzklappen tritt die Strömungsablösung: ^bazl_801_12 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_12) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_12)* - A) Bei der gleichen Geschwindigkeit auf wie vor dem Ausfahren der Klappen - B) Bei einer niedrigeren Geschwindigkeit auf - C) Bei einer höheren Geschwindigkeit auf - D) Keine Antwort ist korrekt **Richtig: B)** > **Erklärung:** Beim Ausfahren von Schlitzklappen tritt Strömungsablösung bei einer niedrigeren Geschwindigkeit auf, weil Klappen den maximalen Auftriebsbeiwert (CL max) erhöhen. Die Überziehgeschwindigkeit sinkt. ### BAZL 801 F13 - Das aerodynamische Zentrum eines in einer Luftströmung befindlichen Profils ist der Angriffspunkt: ^bazl_801_13 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_13) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_13)* - A) Der Resultierenden aller Druckkräfte, die auf das Profil wirken - B) Des Gewichts - C) Des Reifendrucks auf der Landebahn - D) Der Strömung an der Vorderkante **Richtig: D)** > **Erklärung:** Das aerodynamische Zentrum ist der Angriffspunkt der Resultierenden der aerodynamischen Kräfte auf ein Profil. Es ist vom Druckpunkt (der sich bewegt) und vom Schwerpunkt zu unterscheiden. ### BAZL 801 F14 - Drücke werden ausgedrückt in: ^bazl_801_14 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_14) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_14)* - A) bar, psi, Pa - B) bar, psi, a (Alpha) - C) Pa, psi, g - D) bar, Pa, m/sec² **Richtig: A)** > **Erklärung:** Drücke werden in bar, psi (Pfund pro Quadratzoll) und Pa (Pascal) ausgedrückt. g ist eine Beschleunigung, kein Druck. Alpha (a) ist keine Druckeinheit. ### BAZL 801 F15 - TAS (True Air Speed) ist die Geschwindigkeit: ^bazl_801_15 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_15) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_15)* - A) Des Flugzeugs relativ zum Boden - B) Des Flugzeugs relativ zur Luft, unter Berücksichtigung einer Korrektur für die Windkomponente und den Luftdruck - C) Die vom Fahrtmesser (ASI) abgelesen wird - D) Des Flugzeugs relativ zur umgebenden Luftmasse **Richtig: D)** > **Erklärung:** TAS (wahre Fluggeschwindigkeit) ist die Geschwindigkeit des Flugzeugs relativ zur umgebenden Luftmasse. Es ist die tatsächliche Geschwindigkeit durch die Luft, korrigiert für die atmosphärische Dichte. ### BAZL 801 F16 - Die Gierstabilität des Flugzeugs wird erreicht durch: ^bazl_801_16 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_16) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_16)* - A) Das Höhenleitwerk - B) Die Seitenflosse - C) Den Diederwinkel des Flügels - D) Die Vorflügel **Richtig: B)** > **Erklärung:** Die Gierstabilität wird durch die Seitenflosse (Senkrechtstabilisator/Seitenruder) bereitgestellt. Flügelpfeilung trägt zur Rollstabilität bei, nicht zur Gierstabilität. ### BAZL 801 F17 - An der unten gezeigten Hinterkantenklappe handelt es sich um eine: ^bazl_801_17 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_17) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_17)* ![[figures/bazl_801_q17.png]] - A) Fowler-Klappe - B) Schlitzklappe (Slotted Flap) - C) Unterflächen-Klappe (Split Flap) - D) Wölbungsklappe (Plain Flap) **Richtig: B)** > **Erklärung:** Die gezeigte Klappe mit einem Schlitz, der sich vom Flügel erstreckt, ist eine Schlitzklappe. Der Schlitz leitet Luft von der Unterseite zur Oberseite und verzögert die Ablösung. ### BAZL 801 F18 - Das Risiko eines Strömungsabrisses am Flügel erscheint hauptsächlich: ^bazl_801_18 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_18) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_18)* - A) Bei einem abrupten Abfangen nach einem Sturzflug - B) In ruhiger Luft, im Gleitflug, bei der zulässigen Mindestgeschwindigkeit - C) Im geradeaus gehenden Steigflug bei hoher Geschwindigkeit, bei atmosphärischer Turbulenz - D) Im horizontalen Reiseflug, bei atmosphärischer Turbulenz **Richtig: A)** > **Erklärung:** Das Risiko eines Strömungsabrisses/-ablösung erscheint hauptsächlich bei einem abrupten Abfangen nach einem Sturzflug, da der Anstellwinkel sehr schnell zunimmt und den kritischen Winkel überschreiten kann, bevor der Pilot reagieren kann. ### BAZL 801 F19 - Der Widerstand eines Körpers in einer Luftströmung hängt insbesondere ab von: ^bazl_801_19 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_19) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_19)* - A) Der Dichte des Körpers - B) Der chemischen Zusammensetzung des Körpers - C) Der Masse des Körpers - D) Der Luftdichte **Richtig: D)** > **Erklärung:** Aerodynamischer Widerstand hängt insbesondere von der Luftdichte (rho) ab, da F_D = Cd × 0,5 × rho × v² × A gilt. Die Eigendichte, chemische Zusammensetzung und Masse des Körpers beeinflussen den aerodynamischen Widerstand nicht direkt. ### BAZL 801 F20 - In der unten gezeigten Zeichnung ist die Profilsehne durch ... dargestellt: ^bazl_801_20 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_801_20) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_801_20)* ![[figures/bazl_801_q20.png]] - A) A - B) H - C) M - D) K **Richtig: B)** > **Erklärung:** Die Profilsehne ist die gerade Linie, die die Vorderkante mit der Hinterkante verbindet. In der Abbildung wird sie durch H dargestellt. --- ## Serie 3 - FOCA/BAZL Übungstest ### BAZL 802 F1 - Der Anstellwinkel eines Profils liegt immer zwischen: ^bazl_802_1 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_1) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_1)* - A) Längsachse des Flugzeugs und Horizont - B) Längsachse des Flugzeugs und der allgemeinen Luftströmungsrichtung - C) Profilsehne und der allgemeinen Luftströmungsrichtung - D) Variiert je nach Pilotengewicht **Richtig: C)** > **Erklärung:** Der Anstellwinkel ist der Winkel zwischen der Profilsehne und der allgemeinen Luftströmungsrichtung (relativer Fahrtwind). Er steht nicht in Zusammenhang mit der Längsachse oder dem Horizont. ### BAZL 802 F2 - Der Widerstand eines Körpers in einer Luftströmung hängt - bei gleicher Stirnfläche und gleicher Luftströmungsgeschwindigkeit - ab von: ^bazl_802_2 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_2) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_2)* - A) Seiner Form - B) Der Position seines Schwerpunkts - C) Seinem Gewicht - D) Seiner Dichte **Richtig: A)** > **Erklärung:** Bei gleicher Stirnfläche und gleicher Geschwindigkeit hängt der aerodynamische Widerstand von der Form des Körpers (Widerstandsbeiwert Cd) ab. Die Form bestimmt die aerodynamische Effizienz. ### BAZL 802 F3 - Wovon hängt der induzierte Widerstand des Flügels ab? ^bazl_802_3 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_3) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_3)* - A) Vom Druckausgleich von der Oberseite zur Unterseite - B) Vom Druckausgleich von der Unterseite zur Oberseite - C) Von der Bildung des Winkels an der Flügel-Rumpf-Verbindung - D) Von der Geschwindigkeit **Richtig: B)** > **Erklärung:** Induzierter Widerstand entsteht durch Druckausgleich von der Unterseite (Überdruck) zur Oberseite (Unterdruck) an der Flügelspitze. Dies erzeugt Flügelspitzenwirbel und damit induzierten Widerstand. ### BAZL 802 F4 - In der ICAO-Standardatmosphäre beträgt der Druck auf Meereshöhe: ^bazl_802_4 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_4) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_4)* - A) 1013,25 hPa - B) 29,92 hPa - C) 1012,35 hPa - D) Hängt von der geografischen Breite ab **Richtig: A)** > **Erklärung:** Der ICAO-Standarddruck auf Meereshöhe beträgt 1013,25 hPa. (29,92 hPa wäre absurd - das sind 29,92 Zoll Quecksilbersäule, der gleiche Druck in inHg). ### BAZL 802 F5 - Bei dem unten gezeigten Profil wird die mittlere Wölbungslinie (mean camber) bezeichnet durch: ^bazl_802_5 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_5) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_5)* ![[figures/bazl_802_q5.png]] - A) G + J - B) A - C) H - D) B **Richtig: B)** > **Erklärung:** Die mittlere Wölbungslinie ist Linie B in der Abbildung, gleichweit von Unterseite und Oberseite entfernt. ### BAZL 802 F6 - Warum ist es im Kurvenflug ohne Seitenrutschen und ohne Höhenverlust angebracht, am Höhenruder zu ziehen? ^bazl_802_6 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_6) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_6)* - A) Um ein Einrutschen in die Kurve nach innen zu verhindern - B) Um ein Herausrutschen aus der Kurve nach aussen zu verhindern - C) Um die Geschwindigkeit zu verringern und dadurch die Fliehkraft zu reduzieren - D) Um den Auftrieb zu erhöhen und dadurch die Fliehkraft auszugleichen **Richtig: D)** > **Erklärung:** Im koordinierten Kurvenflug ohne Höhenverlust erhöht ein Rückdruck am Höhenruder den Auftrieb, um die Fliehkraft auszugleichen (Lastvielfaches > 1). ### BAZL 802 F7 - Der Strömungsabriss eines Flügels (STALL) tritt auf: ^bazl_802_7 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_7) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_7)* - A) An der roten Radialmarkierung des Fahrtmessers (ASI) - B) Nach einer Leistungsreduzierung des Motors - C) Nur bei einem zu grossen Winkel gegenüber dem Horizont - D) Bei einem kritischen Anstellwinkel **Richtig: D)** > **Erklärung:** Ein Strömungsabriss tritt bei einem kritischen Anstellwinkel auf, unabhängig von Fluggeschwindigkeit oder Nasenfluglage. ### BAZL 802 F8 - Die Strömungsablösung am Profil tritt auf: ^bazl_802_8 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_8) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_8)* - A) Gleichzeitig - B) Bei einem bestimmten Anstellwinkel - C) Nur bei einer bestimmten Nasenfluglage relativ zum Horizont - D) Nur in Abhängigkeit von der Flughöhe **Richtig: B)** > **Erklärung:** Strömungsablösung tritt bei einem bestimmten Anstellwinkel (kritischer Überziehwinkel) auf, der spezifisch für das Profil ist. Sie steht nicht in Zusammenhang mit der Nasenfluglage relativ zum Horizont. ### BAZL 802 F9 - Wie gross ist der mittlere Wert der Erdbeschleunigung an der Erdoberfläche? ^bazl_802_9 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_9) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_9)* - A) 100 m/sec² - B) 1013,5 hPa - C) 15° C/100 m - D) 9,81 m/sec² **Richtig: D)** > **Erklärung:** Die standardmäßige Erdbeschleunigung beträgt 9,81 m/s². ### BAZL 802 F10 - Die wahre Fluggeschwindigkeit "True Air Speed" (TAS) ist die vom Fahrtmesser (ASI) angezeigte Geschwindigkeit ^bazl_802_10 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_10) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_10)* - A) Ohne jede Korrektur - B) Korrigiert um Positions- und Instrumentenfehler - C) Angepasst an die atmosphärische Dichte - D) Korrigiert um b) und c) **Richtig: D)** > **Erklärung:** Die IAS-Anzeige wird durch die Differenz zwischen statischem und Gesamtdruck bestimmt (dynamischer Druck = q = 1/2 * rho * v²). ### BAZL 802 F11 - Eine Verlagerung des Schwerpunkts erfolgt durch: ^bazl_802_11 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_11) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_11)* - A) Änderung des Einstellwinkels - B) Verlagerung der Zuladung - C) Änderung des Anstellwinkels - D) Änderung der Position des aerodynamischen Zentrums **Richtig: B)** > **Erklärung:** Schwerpunktverlagerungen erfolgen durch Verlagerung der Zuladung (Ballast, Passagier, Gepäck). Die Änderung des Anstellwinkels oder des Einstellwinkels verschiebt den Schwerpunkt nicht. ### BAZL 802 F12 - Das unten gezeigte aus dem Flügel ausfahrende Hochauftriebselement ist eine: ^bazl_802_12 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_12) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_12)* ![[figures/bazl_802_q12.png]] - A) Fowler-Klappe - B) Schlitzklappe (Slotted Flap) - C) Unterflächen-Klappe (Split Flap) - D) Wölbungsklappe (Plain Flap) **Richtig: A)** > **Erklärung:** Die gezeigte Klappe (Fowler) bewegt sich nach hinten und unten, vergrößert sowohl die Flügelfläche als auch die Wölbung. Sie ist der wirkungsvollste Klappentyp. ### BAZL 802 F13 - Der Angriffspunkt der Resultierenden der aerodynamischen Kräfte an einem Flügelprofil ist: ^bazl_802_13 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_13) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_13)* - A) Das Symmetriezentrum - B) Der Staupunkt - C) Der Schwerpunkt - D) Das aerodynamische Zentrum **Richtig: D)** > **Erklärung:** Das aerodynamische Zentrum ist der Angriffspunkt der Resultierenden der aerodynamischen Kräfte an einem Profil. Es liegt im Allgemeinen beim Viertelsehnenpunkt. ### BAZL 802 F14 - In welcher Höhe beträgt die Luftdichte etwa die Hälfte des Wertes auf Meereshöhe? ^bazl_802_14 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_14) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_14)* - A) 2.000 Meter - B) 20.000 Meter - C) 6.600 Meter - D) 2.000 ft **Richtig: C)** > **Erklärung:** Die Luftdichte beträgt auf ungefähr 6.600 m (ca. 18.000 ft) etwa die Hälfte ihres Wertes auf Meereshöhe. ### BAZL 802 F15 - Die vom Fahrtmesser (ASI) angezeigte Geschwindigkeit basiert auf der Messung von: ^bazl_802_15 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_15) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_15)* - A) Dem Gesamtdruck in einer Aneroidkapsel - B) Dem statischen Druck um eine Aneroidkapsel - C) Der Differenz zwischen statischem Druck und Gesamtdruck - D) Dem Wetterfahneneffekt an dem Ort, wo der Druck abnimmt **Richtig: C)** > **Erklärung:** Die IAS wird durch die Differenz zwischen statischem und Gesamtdruck (dynamischer Druck) bestimmt. ### BAZL 802 F16 - Eine gute Rollstabilität wird beeinflusst durch: ^bazl_802_16 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_16) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_16)* - A) Die Wirkung des Höhenleitwerks - B) Drehungen um die Querachse - C) Pfeilung und Diederwinkel des Flügels - D) Die Verwendung von Vorflügeln an der Vorderkante **Richtig: C)** > **Erklärung:** Rollstabilität wird durch Flügelpfeilung und Diederwinkel beeinflusst. Der Diederwinkel erzeugt ein rollendes Rückstellmoment, ebenso wie die Pfeilung. ### BAZL 802 F17 - Der Geschwindigkeitsbereich, der die Verwendung von Schlitzklappen erlaubt: ^bazl_802_17 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_17) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_17)* - A) Ist nicht begrenzt - B) Ist nach oben durch die Manövergeschwindigkeit begrenzt - C) Ist nach unten durch die rote Radialmarkierung auf dem Fahrtmesser begrenzt - D) Ist im Flughandbuch (AFM) angegeben **Richtig: D)** > **Erklärung:** Der Geschwindigkeitsbereich für die Verwendung von Schlitzklappen ist im Flughandbuch (AFM) angegeben. ### BAZL 802 F18 - Wenn der Einstellwinkel des Flügels an der Wurzel grösser ist als an der Spitze, handelt es sich um: ^bazl_802_18 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_18) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_18)* - A) Die Streckung - B) Die geometrische Schränkung - C) Die Interferenzkompensation - D) Die aerodynamische Schränkung **Richtig: B)** > **Erklärung:** Geometrische Schränkung besteht aus einer Variation des Einstellwinkels desselben Profils, von der Wurzel (grösserer Winkel) bis zur Spitze (kleinerer Winkel). Dies bewirkt, dass die Wurzel zuerst abstreißt. ### BAZL 802 F19 - Der barometrische Druck in der Erdatmosphäre hat die Eigenschaft, dass er: ^bazl_802_19 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_19) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_19)* - A) Linear mit zunehmender Höhe abnimmt - B) Exponentiell mit zunehmender Höhe abnimmt - C) In der Troposphäre abnimmt und dann in der Stratosphäre zunimmt - D) Konstant bleibt **Richtig: B)** > **Erklärung:** Der barometrische Druck nimmt exponentiell mit der Höhe ab (nicht linear). Dies folgt aus dem barometrischen Gesetz. ### BAZL 802 F20 - Bezogen auf eine Luftströmung lautet die vereinfachte Kontinuitätsgleichung: Im gleichen Moment strömt dieselbe Luftmasse durch jeden beliebigen Querschnitt; das bedeutet: ^bazl_802_20 > *[EN](../SPL%20Exam%20Questions/80%20-%20Principles%20of%20Flight.md#^bazl_802_20) | [FR](../SPL%20Exam%20Questions%20FR/80%20-%20Principes%20du%20vol.md#^bazl_802_20)* - A) Die Luftmasse strömt mit einer niedrigeren Geschwindigkeit durch einen grösseren Querschnitt - B) Die Luftmasse strömt mit einer niedrigeren Geschwindigkeit durch einen kleineren Querschnitt - C) Die Luftmasse strömt mit einer höheren Geschwindigkeit durch einen grösseren Querschnitt - D) Die Geschwindigkeit der Luftmasse ändert sich nicht **Richtig: A)** > **Erklärung:** Vereinfachte Kontinuitätsgleichung: Bei inkompressibler Strömung strömt dieselbe Luftmasse durch jeden beliebigen Querschnitt. Wenn der Querschnitt grösser ist, ist die Geschwindigkeit geringer (A1v1 = A2v2).