26.08.13 | PH-3S3 | UL/EV-97 | Kriegsfeld RL-Pfalz | Luftzerleger?

[Gast theturbofantastic]

Oh, das ist dann wirklich wirtschaftlich. 45 Liter gibt 3 Stunden? Heisst ca 15 Liter pro Stunde?

 

Heisst aber: Du hast eine Zuladung von 150 kg (Du und Pax) plus 35 kg Fuel? Würde also etwa 185 kg Zuladung ergeben? Bei solchen Verbräuchen aber schon eine völlig andere Baustelle als 153 kg Zuladung total!

 

Wie Jonas schreibt: mit dem richtigen Flieger.

 

Ja, 15 l/h für den 912ULS (man könnte theoretisch mit MCP fliegen, dann sind es 18 l/h).

 

Die 86 kg sind ja deshalb Standardgewicht, da dieser Wert auch für die maximale Last per Sitz zugrunde gelegt wird. Viele ULs haben eine maximale Zuladung von 172 kg (gilt für UK, aus BCAR S). Die deutsche Vorschrift sagt: Insassengewicht zwischen 70 kg und 100 kg, jedoch nicht höher als 170 kg.

 

Grüße

Jonas

[PeterH]

Urs, reiner Reiseflug bei 150 km/h mit 80PS-Rotax 12-13 L/h, mit dem 100PS Rotax rechne ich lieber mit 15L/h. Für Start und forciertes Steigen bei 120-130 km/h komme ich auf 17-18 L/h. Mein GPS ist ein einfaches Garmin 96C auf dem Kniebrett. Karten, Fliegertaschenkalender, kleiner Fotoapparat, Ersatzbrille, Papiere vielleicht zusammen 1.5 kg. Im Flieger ist alles manuell (auch die Klappen, obwohl es auch Ausführungen der C42 mit elektrischem Klappenantrieb gibt). Standard-Instrumente (kein Horizont), Funkgerät, Transponder. Die Batterie für den Anlasser ist zum Beispiel ein Motorrad-Teil, vielleicht 2 oder 3 kg. Alles ist wirklich Leichtbau.

 

Mit 40 - 45 Litern (Superbenzin) und 150 kg für zwei Personen ist die Grenze (472.5 kg) erreicht. Gepäck ist natürlich nicht. Alles ist ziemlich spartanisch (eine Kabinenheizung gibt es immerhin, Kühlluft vom Motor :D ), aber dafür genieße ich ein fast(!) "naturbelassenes" Fliegen. Zugegeben, Segelflug ist noch naturnäher.

 

Ich komme halt vom Drachenfliegen. Altersgemäß benutze ich jetzt einen Motor, anstatt mit 25 kg auf dem Buckel den Hang hinunter zu rennen :005:

 

Viele Grüße

Peter

 

P.S. Ich gebe zu, manchmal würde ich meine Frau auch gerne mal an die Nordsee kutschieren. Aber bei DEM Gepäck, das sie braucht... völlig undenkbar! :002:

[Urs Wildermuth]

gerade mal angesehen Peter.

 

Wie gesagt, andere Baustelle. Das ist ne Zuladung, die ja ne C150 nicht schafft. Damit kann man arbeiten. Sagen wir, ein 80 kg Mann und ne 50 kg Begleiterin ;) und dann geht sogar noch fast volle Tanks. Auch die Leistung ist nicht übel.

 

Die Unfallmaschine war da deutlich schlechter in der Zuladung.

 

P.S. Ich gebe zu, manchmal würde ich meine Frau auch gerne mal an die Nordsee kutschieren. Aber bei DEM Gepäck, das sie braucht... völlig undenkbar!

 

Lol, ja ja ich weiss :) Aber da gibt es Abhilfe:

 

[Frank_Willfeld]

Korrekt, hier fehlt es an aerodynamischem Verständnis bzw. hast du übersehen, dass die Kraft am Flügel nicht durch das Gewicht des Fliegers, sondern durch den am Flügel angreifenden Auftrieb erzeugt wird. Bei kleinen Geschwindigkeiten kann der Flügel nicht überlastet werden, egal wie schwer der Flieger ist, da dafür der Auftrieb nicht ausreicht (Auftriebskraft zu klein, bzw. kleiner als zum Bruch nötige Kraft). Weil aber der Auftrieb mit dem Quadrat der Geschwindigkeit zunimmt, kann bereits eine leichte Überschreitung von Vra bzw. der Manövergeschwindkeit bei kritischem Anstellwinkel zur Überlastung führen.

 

Das Gewicht geht linear in die Gleichung ein, die am Flügel angreifende Airspeed jedoch im Quadrat. Daher ist eine der Situation unangemessene hohe Geschwindigkeit die Hauptursache des Luftzerlegers, und nicht das Overweight.

 

Ja stimmt, aber Du vergisst, dass die Flaechenbelastung zwar schon linear ist aber der BEFESTIGUNG (das ist der Punkt wo es nachher kracht), der ist die Flaechenlast absolut NICHT egal. Die Loss of Control in IMC These ist eben zur Zeit NOCH genau das... Eine These.

Das Overweight hingegen ist gesichert.

[Dierk]

Ja stimmt, aber Du vergisst, dass die Flaechenbelastung zwar schon linear ist aber der BEFESTIGUNG (das ist der Punkt wo es nachher kracht), der ist die Flaechenlast absolut NICHT egal. Die Loss of Control in IMC These ist eben zur Zeit NOCH genau das... Eine These.

Das Overweight hingegen ist gesichert.

 

Hallo Frank,

 

naja ich sage gar nicht dass es Loss of Control in IMC gewesen sein muss. Es kann auch Tiefflug bei tiefer Cloudbase und marginalen Sichtweiten (Regen) gewesen sein, und plötzlicht tauchen Windräder auf... der Pilot verreist und überlastet dabei.

 

Angenommen das Ul A fliegt mit einer Person mit 110 kts und das Ul B mit 2 Personen und 110 kts. Die Va sei 100 kts und die Vra sei 90 kts. Beide Piloten verreissen das Höhenruder d.h. sie ziehen maximal und/oder werden von einem 25 kts Updraft erwischt. Beidesmal trifft der Luftstrom plötzlich mit dem kritischen Anstellwinkel auf den Flügel, d.h. der Liftfaktor wird maximal, und da die Airspeed beidesmal die Gleiche ist, ist auch die erzeugte grosse Auftriebskraft jeweils identisch. Bei 110 kts führe nun diese Auftriebskraft über Hebelwirkung zu einer am Hauptholm angreifenden Kraft, die grösser als die Bruchkraft ist, es kommt in beiden Fällen zu einem Luftzerleger. Der Unterschied ist nur, dass bei Ul A der G-Messer eine höhere G-Load anzeigt, da die Auftriebskraft eine geringere Masse beschleunigt (1 Person weniger), während beim überladenen Ul B der G-Messer sogar eine kleinere G-Load (z.B. 3.5 G) als der Grenzwert (z.B. 4.4 G für das MTOW) anzeigen wird. Trotzdem ergibt sich in beiden Fällen ein Luftzerleger, eben weil die aus der Auftriebskraft resultierende Hebelkraft plötzlich grösser als die Bruchkraft des Hauptholms wurde. Und sie konnte nur wegen der hohen Airspeed (Va und Vra überschritten) in Verbindung mit dem kritschen Anstellwinkel so gross werden.

 

Die Gefährlichkeit hoher Airspeed bei unruhiger Luft bzw unruhiger Hand am Knüppel kann man mit dem Auto vergleichen, dort nimmt der Bremsweg auch mit dem Quadrat der Geschwindigkeit zu.

 

Jetzt verstanden?

[Frank_Willfeld]

Hallo Frank,

 

naja ich sage gar nicht dass es Loss of Control in IMC gewesen sein muss. Es kann auch Tiefflug bei tiefer Cloudbase und marginalen Sichtweiten (Regen) gewesen sein, und plötzlicht tauchen Windräder auf... der Pilot verreist und überlastet dabei.

 

Angenommen das Ul A fliegt mit einer Person mit 110 kts und das Ul B mit 2 Personen und 110 kts. Die Va sei 100 kts und die Vra sei 90 kts. Beide Piloten verreissen das Höhenruder d.h. sie ziehen maximal und/oder werden von einem 25 kts Updraft erwischt. Beidesmal trifft der Luftstrom plötzlich mit dem kritischen Anstellwinkel auf den Flügel, d.h. der Liftfaktor wird maximal, und da die Airspeed beidesmal die Gleiche ist, ist auch die erzeugte grosse Auftriebskraft jeweils identisch. Bei 110 kts führe nun diese Auftriebskraft über Hebelwirkung zu einer am Hauptholm angreifenden Kraft, die grösser als die Bruchkraft ist, es kommt in beiden Fällen zu einem Luftzerleger. Der Unterschied ist nur, dass bei Ul A der G-Messer eine höhere G-Load anzeigt, da die Auftriebskraft eine geringere Masse beschleunigt (1 Person weniger), während beim überladenen Ul B der G-Messer sogar eine kleinere G-Load (z.B. 3.5 G) als der Grenzwert (z.B. 4.4 G für das MTOW) anzeigen wird. Trotzdem ergibt sich in beiden Fällen ein Luftzerleger, eben weil die aus der Auftriebskraft resultierende Hebelkraft plötzlich grösser als die Bruchkraft des Hauptholms wurde. Und sie konnte nur wegen der hohen Airspeed (Va und Vra überschritten) in Verbindung mit dem kritschen Anstellwinkel so gross werden.

 

Die Gefährlichkeit hoher Airspeed bei unruhiger Luft bzw unruhiger Hand am Knüppel kann man mit dem Auto vergleichen, dort nimmt der Bremsweg auch mit dem Quadrat der Geschwindigkeit zu.

 

Jetzt verstanden?

 

Ja das stimmt mit den G-Kräften.

G ist ja aber doch letzendlich nichts anderes als das Verhältnis von Auftrieb zu GEWICHT. Ein nicht dimensionaler Wert also. G = (auftrieb : Gewicht) somit zwar schon linear wie Du richtig schreibst. ABER wäre die Maschine jetzt leichter gewesen, so hätte..

 

Szenario Windkraftanlage,

 

eine geringere Masse (samt ihrer Trägheit, die will weiter geradeaus fliegen) mittels erhöhtem G in eine andere Richtung gehievt werden müssen und die Chancen wären besser gewesen, dass die Kiste zusammenhält. Und was den Anstellwinkel und seinen (von Dir völlig richtig formulierten Einfluss) angeht - und das ist tatsächlich mit der wichtigste Punkt - so ist es ja so, dass die Stallspeed vom Gewicht mitbestimmt wird, das heisst doch aber nichts anderes, als dass beim manövrieren mit schwererem Fluggerät bei gegebener Speed,

 

Im Szenario Loss of control in IMC...

...im schlimmsten also Fall das was die Struktur aerodynamisch im "Freifall" so hergibt... der Auftriebs-Koeffizient tendenziell(!) bei Steuerkorrekturen schneller über dem Zenith ist, oder AOA oder "alpha" schneller am kritischen Punkt ist. Also Alpha max oder critical + Speed >Vn = Boing.

[Volume]

Uiuiui, jetzt gibt es aber wieder einiges geradezubiegen...

 

nicht direkt ursächlich, da es dem Flügel erstmal egal ist, wieviel Gewicht dran hängt.

Das ist so nicht korrekt. Zum einen hängen Gewicht und Auftrieb prinzipiell zusammen, sonst kann man nicht fliegen (Kräftegleichgewicht). Da aber der Auftriebsbeiwert fest begrenzt ist und fest am Anstellwinkel hängt, wird mehr Gewicht immer automatisch durch mehr Fahrt (in gleichen dimensionlosen Flugzustand) kompensiert. Das macht Mutter Natur ganz von sich aus. Und schon sind die Flügellasten andere, da ja das Flügeltorsionsmoment praktisch nur von der Geschwindigkeit abhängt.

Zum anderen ist der Flügel ja nicht masselos, es gibt das Gewicht des Flügels, dass er selbst trägt. Dazu gibt es das Gewicht "das dran hängt". Und das macht einen Unterschied, ob 300 kg bei 4g dran hängen, oder 400kg bei 3g. Denn das eine mal hängt ein (entlastendes, nach unten biegendes) Flügelgewicht mehr dran, deshalb ist das Biegemoment ein anderes, obwohl "das selbe Gewicht dran hängt"

 

Der Markt und die Behörden haben dieses Segment geschaffen und darum wird es auch ausgefüllt.

ausgefüllt würde implizieren man beachtet die Grenzen. Das ist aber weder auf seiten der Hersteller, noch der Piloten der Fall. Das Segment wird überfüllt, das Segment wird missbraucht.

Allerdings ist das zugegebenermaßen bei manchen Segmenten der Fall...

 

Angenommen das Ul A fliegt mit einer Person mit 110 kts und das Ul B mit 2 Personen und 110 kts. Die Va sei 100 kts und die Vra sei 90 kts. Beide Piloten verreissen das Höhenruder d.h. sie ziehen maximal und/oder werden von einem 25 kts Updraft erwischt. Beidesmal trifft der Luftstrom plötzlich mit dem kritischen Anstellwinkel auf den Flügel, d.h. der Liftfaktor wird maximal, und da die Airspeed beidesmal die Gleiche ist, ist auch die erzeugte grosse Auftriebskraft jeweils identisch. Bei 110 kts führe nun diese Auftriebskraft über Hebelwirkung zu einer am Hauptholm angreifenden Kraft, die grösser als die Bruchkraft ist, es kommt in beiden Fällen zu einem Luftzerleger. Der Unterschied ist nur, dass bei Ul A der G-Messer eine höhere G-Load anzeigt, da die Auftriebskraft eine geringere Masse beschleunigt (1 Person weniger), während beim überladenen Ul B der G-Messer sogar eine kleinere G-Load (z.B. 3.5 G) als der Grenzwert (z.B. 4.4 G für das MTOW) anzeigen wird. Trotzdem ergibt sich in beiden Fällen ein Luftzerleger, eben weil die aus der Auftriebskraft resultierende Hebelkraft plötzlich grösser als die Bruchkraft des Hauptholms wurde. Und sie konnte nur wegen der hohen Airspeed (Va und Vra überschritten) in Verbindung mit dem kritschen Anstellwinkel so gross werden.

Die Gefährlichkeit hoher Airspeed bei unruhiger Luft bzw unruhiger Hand am Knüppel kann man mit dem Auto vergleichen, dort nimmt der Bremsweg auch mit dem Quadrat der Geschwindigkeit zu.

Jetzt verstanden?

Soweit die Theorie der Stufenböe. Wenn sich der Anstellwinkel schlagartig verändern könnte, wären deine Ausführungen korrekt. Tatsächlich ist jede Böe ein Geschwindigkeitsgradient, keine schlagartige Geschwindigkeitsänderung. Und jeder Höhenruderausschlag erzeugt erstmal ein Moment, das beschleunigt dann ein träges Flugzeug um die Querachse und dadurch erst ändert sich der Anstellwinkel.

Schlagartige Änderungen sind eine konservative Annahme, und laut Bauvorschrift eine zulässige Vereinfachung. Das dumme ist, wenn etwas (zu) konservativ ist, werden Piloten die Grenzen überschreiten, feststellen es passiert nichts, und damit eigene, neue Grenzen definieren. Wenn sie dann die genauen Zusammenhänge nicht verstehen, wird aus dem Ausnutzen von Reserven schnell ein Überschreiten von Grenzen.

 

Ich habe seit längerem (seit den Zodiac-Zerlegern) den Verdacht, daß die Dauerfestigkeit bestimmter Alu-Legierungen bei hochfrequenten Wechsellasten schneller abnimmt, als nach den offiziellen Daten zu erwarten ist.

Um "offizielle Daten" verwenden zu können, müssten die Hersteller erstmal Materialen nach der betreffenden Norm verwenden! Wenn du ein 2024-T3 nach Luftfahrtnorm kaufst, dann kannst du dir ziemlich sicher sein, dass alle in der Norm garantierten Werte auch zutreffen, Streckgrenze, Bruchfestigkeit, Bruchdehnung, s-N-Kurve (Wöhlerkurve, Dauerfestigkeit) und Rissfortschrittskurve (die eigentlich entscheidende Größe). Wenn du im Baumarkt Aluprofile kaufst, ist dein Verdacht absolut angebracht. Selbst wenn du im Metallbedarf kommerzielle Aluminiumlegierungen kaufst, dann im Rahmen der Norm, und die kennt für Aluminium zum Beispiel keine Rissfortschrittsdaten, und die Wöhlerkurven sind deutlich vereinfacht. Wenn ich Alufenster herstellen möchte, brauche ich eben etwas anderes, als wenn ich Holmgurte herstelle. Luftfahrtmaterialen sind nicht nur teurer, weil ein Stempel drauf ist.

Und in der UL-Szene kann man da die grauseligsten Materialwahlen sehen. Da stellen z.B. Hersteller fest, dass eine M16er Normschraube von 200mm Schaftlänge der Festigkeit 8.8 die selbe (oder eine höhere) Streckgrenze und Bruchfestigkeit hat, als 4130 CroMo Stahl nach Luftfahrtnorm, und nur einen Bruchteil von 200mm Rundmaterial Durchmesser 16 kostet. Also drehen sie ihre Flügelbefestigungsbolzen aus 8.8er Schrauben aus dem Baumarkt !!! Und verschweißen die dann auch noch. Schraubenfestigkeit 8.8 definiert kein Material, die Wahl ist dem Schraubenhersteller überlassen. 8.8 ist eine Festigkeitsklasse, kein Werkstoff. Schraubenwerkstoff muss keinesfalls auf Schweißeignung geprüft werden. Schraubenwerkstoff muss keinen Dauerfestigkeitsforderungen genügen.

 

Das Gewicht geht linear in die Gleichung ein, die am Flügel angreifende Airspeed jedoch im Quadrat. Daher ist eine der Situation unangemessene hohe Geschwindigkeit die Hauptursache des Luftzerlegers, und nicht das Overweight.

Das stimmt so nur bedingt, zum einen geht bei Böen die Geschwindigkeit nur linear ein, zum anderen steibt bei Manövern auch die Höhenruderkraft quadratisch mit der Geschwindigkeit, man "fühlt" also korrekt wie man das Flugzeug belastet. Mehr Gewicht "fühlt" man nicht unbedingt im Höhenruder, im Gegenteil mehr Gewicht hinter dem Flügelneutralpunkt reduziert sogar die Höhenruderkräfte. Dazu kommt noch, dass man "unangemessene hohe Geschwindigkeit" zu jeder Zeit auf dem Fahrtmesser sehen kann, Überladung aber nicht.

 

Um es kurz zu machen: Aerodynamik/Flugmechanik/Festigkeitslehre sind viel komplizierter, als ein Pilot je wissen möchte. Damit er all das vergessen kann, haben diejenigen die mehr wissen praktische Limits definiert. Als Pilot habe ich darauf zu vertrauen, dass die Ingenieure wussten was sie taten, und habe die Limits zu akzeptieren.

Nur wenn ich ganz genau weiss, wo die Limits tatsächlich sehr konservativ sind (z.B. weil ich sie selbst aufgestellt habe...), mag ich sie etwas ankratzen, aber nur dann.

 

Gruß

Ralf

[Dierk]

Hallo Frank,

 

der Flügel bricht nicht wegen dem Ziehen von einem bestimmten vordefiniertem G-Wert, sondern weil bei erhöhter Airspeed bei plötzlicher Erhöhung des Anstellwinkels (durch starkem Ziehen am Knüppel oder Gust mit Updraft) die Auftriebskraft über Hebelwirkung die Bruchkraft des Holms überschreitet. Ist die Maschine wenig beladen, können bei einer Bö hohe G-Werte erreicht werden (höhere als die zertifizierten), und der Flügel bricht. Ist die Maschine stark überladen, werden die zertifizierten G-Werte nicht erreicht, der Flügel bricht dennoch. Im überladenen Zustand fühlt sich das Flugzeug auch bei turbulenter Luft tendenziell ruhiger an (der G-Messer schlägt weniger aus), weshalb der Pilot die tatsächlich vorherrschende Böigkeit möglicherweise unterschätzt. Am Flügel wirken jedoch (bei gleicher Airspeed) bei Auftreten einer Bö mit Updraft kurzeitig die gleichen maximalen Kräfte, unabhängig von der Beladung.

 

In der Formel für die Auftriebskraft eines Flügels bei gegebener Airspeed, Anstellwinkel Alpha, Auftriebskoeffizient und Luftdichte kommt die Masse des Luftfahrzeugs gar nicht vor.

 

Die Masse hat lediglich einen Einfluss, wieviel G der G-Messer anzeigt, wenn der Flügel bei gegebener (über Va und Vra liegender) Airspeed bricht. Diese Geschwindigkeit ist - rein aerodynamisch und statisch betrachtet - bei unterschiedlicher Beladung die gleiche, die resultierenden Gs sind jedoch verschieden.

 

Wäre das Ul mit nur einem Piloten bei gleicher Airspeed in die gleiche aerodynamische Situation gekommen (plötzliche Vollausschlag des Höhenruders oder starker Gust mit Updraft) wäre der Flügel ebenso zerbrochen.

 

Bei dem Freifall-IMC-Scenario wäre tatsächlich bei höherer Beladung die Va schneller überschritten worden bzw. wäre das Recovern schwieriger gewesen. Aber auch mit nur einem Piloten wären in einem solchen Fall Va und Vra sehr schnell überschritten gewesen, wenn sie nicht schon ohnehin vorher im kontrollierten Geradeausflug überschritten waren (was meine favorisierte These ist).

 

Mein Fazit ist, bei böiger Luft 5-10 kts unter Va bzw. 5 kts unter Vra zu bleiben.

[Frank_Willfeld]

In der Formel für die Auftriebskraft eines Flügels bei gegebener Airspeed, Anstellwinkel Alpha, Auftriebskoeffizient und Luftdichte kommt die Masse des Luftfahrzeugs gar nicht vor.

 

Doch tut sie und zwar - versteckt - in Alpha ;)

 

Ist in etwa so als wenn man Knieprobleme behandelt ohne sich die Hüfte anzusehen.

 

Mein Fazit ist, bei böiger Luft 5-10 kts unter Va bzw. 5 kts unter Vra zu bleiben.

 

siehtst Du? Egal wie man es dreht und wended, da sind wir uns einig, volle Zustimmung!

Ich denke das ist auch das wichtigste was wir hieraus mitnehmen sollten.

[PeterH]

...

Und in der UL-Szene kann man da die grauseligsten Materialwahlen sehen. Da stellen z.B. Hersteller fest, dass eine M16er Normschraube von 200mm Schaftlänge der Festigkeit 8.8 die selbe (oder eine höhere) Streckgrenze und Bruchfestigkeit hat, als 4130 CroMo Stahl nach Luftfahrtnorm, und nur einen Bruchteil von 200mm Rundmaterial Durchmesser 16 kostet. Also drehen sie ihre Flügelbefestigungsbolzen aus 8.8er Schrauben aus dem Baumarkt !!! Und verschweißen die dann auch noch. Schraubenfestigkeit 8.8 definiert kein Material, die Wahl ist dem Schraubenhersteller überlassen. 8.8 ist eine Festigkeitsklasse, kein Werkstoff. Schraubenwerkstoff muss keinesfalls auf Schweißeignung geprüft werden. Schraubenwerkstoff muss keinen Dauerfestigkeitsforderungen genügen.

 

 

Ja, das ist leider genau so... :o , und jeder Kommentar ist eigentlich überflüssig... doch: Was macht nun ein halbwegs vernünftiger potentieller Käufer eines UL, der sich auf die Reklame und die Handbücher beschränken muß? Ich denke, er schaut nach den bewährten Mustern, dividiert z.B. die Zahl der Strukturunfälle durch die Verkaufszahlen und wählt aus den wenigen(!) übriggebliebenen Typen aus. Und hält sich dann an die Regeln.

 

Das ist nur leider fast nirgendwo mehr üblich (außer im Schulbetrieb, da ist man notwendigerweise vorsichtiger): Ausgewählt wird nach Geschwindigkeit, vorgegaukelter Reichweite, Optik/Image (Immer wieder mißbrauchtes Argument: Was gut aussieht, fliegt auch gut) usw. Man kann davor nur warnen.

 

Und man kann raten, sich im eigenen Interesse strikt an die Limits zu halten und sich nur vorsichtig und überlegt an die fliegerischen Grenzen heranzutasten. Und sich immer wieder daran zu erinnern, daß ULs eigentlich mal als erschwingliche (Luft)Sportgeräte gedacht waren.

 

Es gibt keine "Reise-ULs". Es gibt auch keine "Reise-Ruderboote" - obwohl man mit Ruderbooten nachweislich sogar den Atlantik überqueren kann. Man kann nachweislich auch Weltumrundungen mit ULs machen - aber sicher nicht jeder Normalpilot... :005:

 

Allerdings: Wenn ich heute zwischen einer 152 oder J3 und einem zuverlässigen "Normal-UL" zu wählen hätte, fiele mir die Entscheidung nicht schwer... :008:

 

Viele Grüße

Peter

[Volume]

doch: Was macht nun ein halbwegs vernünftiger potentieller Käufer eines UL, der sich auf die Reklame und die Handbücher beschränken muß?

Er profitiert von der Tatsache, dass in der kleinen Luftfahrtindustrie ein gehöriger Anteil der Belegschaft selbst fliegt, spendiert dem richtigen Mitarbeiter mal ein Bier (oder zwei, oder drei...) und hat dann doch wesentlich aussagekräftigere Informationen.

 

Immer wieder mißbrauchtes Argument: Was gut aussieht, fliegt auch gut

Gutes Aussehen liegt im Auge des Betrachters... Was mit den Augen eines Aerodynamikers/Flugmechanikers gut aussieht, fliegt auch meist gut. Bei vielen der "Trudelmonster" kann man sofort sehen, dass das Leitwerk nicht gut aussieht...

Geschmack ist eben Geschmackssache. In den 80ern zu Zeiten der Flunder-Sportwagen hätten wir uns beim Anblick eines Porsche Cayenne, Audi A8 oder Bentley mit der Frontpartie eines Walfisches krank gelacht. Heute gilt das nicht mehr als plump, sondern als bullig. Das symbolisiert dem heutigen Auge Solidität, Sicherheit, Kraft, Überlegenheit. Bei Flugzeugen gibt es ähnliche Moden. So manches "moderne" Leitwerk hätten wir vor 50 Jahren für völlig unproportioniert gehalten. Auch gepfeile Seitenleitwerke waren noch völlig unüblich, da man ja noch nicht nahe der Schallmauer flog. Wer sowas konstruiert hätte, wäre damit beim Geschmack des Publikums völlig durchgefallen. Heute finden wir UL-Leitwerke mit mehr Pfeilung und Zuspitzung als beim Airbus nicht lächerlich (was sie allerdings aus technischer Sicht sind, da für den Langsamflug völlig ungeeignet) sondern coooool. Sieht schneller aus als ein Mig 29 Leitwerk, also ist der Flieger bestimmt schnell....

Zeitlos gut aussehende Flugzeuge fliegen auch gut. Modeerscheinungen verschwinden automatisch wieder. Bisweilen in der Halle der BFU.

 

Gruß

Ralf

[Dierk]

Doch tut sie und zwar - versteckt - in Alpha ;)

 

Das stimmt, allerdings kann der Effekt durch Geschwindigkeitserhöhung sehr leicht aufgehoben werden. Dadurch können das mit einem Pilot besetzte UL A und das mit zwei Piloten besetzte, überladene UL B mit dem gleichen Anstellwinkel fliegen, ich schätze UL B müsste bei doppeltem Gewicht (!) nur um den Faktor 1.41 schneller fliegen, um den gleichen Anstellwinkel zu halten, da der Auftrieb mit dem Quadrat der Geschwindigkeit zunimmt, hab es aber nicht explizit nachgerechnet.

 

Fliegen UL A und UL B exakt die Vra, müsste UL B etwas empfindlicher für updrafts sein, da sein Anstellwinkel bereits etwas näher am kritischen Anstellwinkel (Anstellwinkel für maximalem Auftrieb) ist und daher ein Updraft mit kleinerer Vertikalgeschwindigkeit bereits ausreicht, den Richtungsvektor der anströmenden Luft auf das kritische Alpha umzubiegen, die sich daraus ergebende für UL B erhöhte Updraftempfindlichkeit ist jedoch kleiner als die durch Grschwindigkeitserhöhung jenseits Vra sich ergebende Updraftempfindlichkeit. Deswegen bleibe ich bei meiner These, das primär erhöhte Geschwindigkeit ursächlich war.

 

Ironischerweise lehrt die FAA bezüglich erhöhter Masse das Gegenteil: man trichtert den Piloten ein, eine erhöhte Masse würde z.B. Va nach oben verschieben, eine physikalisch schlüssige Erklärung dafür habe ich noch nicht gefunden und ich glaube auch nicht, das eine existiert, im Gegenteil dürfte die Wahrheit eher anders herum liegen.

[Frank_Willfeld]

... doch: Was macht nun ein halbwegs vernünftiger potentieller Käufer eines UL, der sich auf die Reklame und die Handbücher beschränken muß?

 

er könnte sich im Kollegenkreis umhören, oder ins Forum schreiben :005: manche haben ja ein wenig Insight.

 

Ich hatte auf der vergangenen Aero das erste Mal selber einen Stand bzw war Huckepack mit dem LFZ Hersteller "meines" Sims dabei und war auch ausserhalb der Besucherströme und bei anderen Ständen unterwegs. Die Szene ist Gott sei Dank noch relativ klein.

 

Wenn Ihr von mir konkrete Empfehlungen für ein schönes und stabiles UL hören wollt, dann kann ich Euch z.B. Tom Hubers (Piper J3 Scale Nachbau) "Savage" empfehlen, dieser Typ weiss was er macht und unterzieht seine Flieger härtesten Tests, fliegt damit "histrorische" Flüge nach, sei es auf Kufen auf der Zugspitze landen, oder auf dem fahrenden LKW, mit Tundra Wheels im Flussbett oder auf dem Wasser. Der Typ kann fliegen hate seine eigene Piste vor der Haustüre seines Bauernhofs und hat tolle Flieger für alle Outback und Nature Fans. Oder einfach zum Genussfliegen. Ich bin den in Kempten schon eine paar Male (auch auf Kufen) geflogen und es macht einfach Spass das Teil und scheint eben auch sehr stabil.

 

Wer es gerne weniger urig möchte und gerne ein wenig Glass Cockpit Comfort und Platz in der Kabine mit flotter Geschwindigkeit und einem sehr stabilen Kunsstoff-Airframe kombinieren möchte, dem empfehle ich z.B. den "BOT Speed Cruiser." Der Newcomer bietet ua eine zusätzliche Engine Option an, den "D-Motor" in dessen Entwicklung und Vertrieb BOT involviert ist. Der D-Motor dreht mit 3000 Umdrehungen statt 5000+ wie der Rotax und liefert dabei die annähernd gleiche Leistung und das auch noch ca. 20KG leichter. Wie wir gelernt haben eine ganze Welt! bei ULs.

Den Speedcruise bin ich natürlich schon unzählige Male testgeflogen da ich ja den Sim dafür entwickelt habe und das Flightmodel so akkurat wie nur möglich hinbekommen wollte. Und nein ich bekomme (noch?:D) keine Prozente von denen für Vermittlung.

 

Ansonsten bin ich persönlich auch ein sehr grosser Fan der Pipistrel Flugzeuge, auch hier die Glascockpit-Flitzer Philosophie. Auch hier sehr gute Verarbeitung und ein stabiler Kunstoff-Airframe, bei hervorragenden Flugleistungen und auch einem sehr schönen Cockpit. In vielen Konfigurationen lieferbar, als Motorsegler, Inermediete oder normales UL.

Auch diesen habe ich geflogen und war begeistert.

 

Dann natürlich die C-42, auf der habe ich seinerzeit meine ersten Hüpfer gemacht und so manchen Fehler gemacht den Sie mir ohne Probleme verziehen hat. Der center Stick ist ein wenig geöhnungsbedürftig aber ansonsten braucht es zu dem Flieger glaube ich keine Worte. Ein Klassiker mit einer guten Akte.

 

Das wäre z.B. meine top 4 der Uls die vielleicht teilweise nicht die allerbilligsten sind und die ich aber auch mal durch ruppiges Wetter fliegen würde, ohne mir Gedanken zu machen, dass mir das Ding zusammenbricht.

 

Die lohnt es sicher einmal genau anzuschauen und zu probieren.

 

Finger weg lassen würde ich von allem was - wie Holger schon schrieb - irgendwie nach Kampfjet ausschaut und nicht nach stabilem Flugzeug und revolutionäre Leistungsdaten verspricht die irgendwie nicht zu einem UL passen.

 

Ob jetzt der UNfall in Kriegsfeld mit den 4 ULs oben nicht passiert wäre, weiss ich natürlich nicht, da wir nicht wissen was genau passiert ist.

 

Er profitiert von der Tatsache, dass in der kleinen Luftfahrtindustrie ein gehöriger Anteil der Belegschaft selbst fliegt, spendiert dem richtigen Mitarbeiter mal ein Bier (oder zwei, oder drei...) und hat dann doch wesentlich aussagekräftigere Informationen.

 

auch eine wirklich sehr gute Idee, welche ich auch schon in die Praxis umgesetzt habe, manche sind so redseelig da braucht es nicht einmal Bier :005: Andere wiederum sitzen ihrem eigenen Marketing Bullshit auf den sie am Ende selber glauben...:eek:

[Frank_Willfeld]

in der Formel für die Auftriebskraft eines Flügels bei gegebener Airspeed, Anstellwinkel Alpha, Auftriebskoeffizient und Luftdichte kommt die Masse des Luftfahrzeugs gar nicht vor.

 

Hi Dierk,

 

ja klar Alpha kann korrigiert werden, bzw kann nicht nur, sondern wird automatisch von Mother Nature, der Flügel will sich immer im aerodynamisch gesunden Bereich bewegen. Die Speed und Alpha sowie der Koeffizient in der Formel ist aber gegeben. und drehen wir jetzt am Gewicht, dann ändert sich auch Speed und Alpha und somit die Auftriebskraft effektiv im Ergebnis.

 

Darum ist die Speed, Alpha und Koeffizient ja auch gegeben.

 

Man kann natürlich auch viel längere Formeln mit Variablen als S und G bauen bei denen dann auch noch der Stirnwiderstand etc.. drin sind. Dazu kommt dann das Grenzschichtverhalten (aus dem Koeffizienten zerlegt), die Uebertragung von Druckverhältnissen von Luftschicht zu Luftschicht, Newtons Gesetzt von Reaktion und Gegenreaktion und und und...

 

Das Zeugs ist wesentlich komplizierter als wir uns alle hier vorstellen können. Da hat Holger absolut recht. Geschweige denn in ein paar Sätzen in einem Forum erklären.

 

Meine Aerodynamic Bücher die ich habe sind riesen Wälzer bei denen ich regelmässig Pausen brauche um das Gelesene einsickern zu lassen und damit mir der Kopf nicht raucht. verstanden habe ich in den 10 Jahren in denen ich mich damit befasse gefühlt ungefähr 10%.

Deshalb sind Flugtests immer noch essentiell, weil eigentlich niemand ganz genau weiss wie es in der Praxis mit dem Flugzeug funktioniert.

 

Zum fliegen natürlich ungefähr so wichtig wie für einen Tennis- oder Fussballprofi die Druckverhältnisse im Ball.

[Dierk]

Hi Dierk,

 

ja klar Alpha kann korrigiert werden, bzw kann nicht nur, sondern wird automatisch von Mother Nature, der Flügel will sich immer im aerodynamisch gesunden Bereich bewegen. Die Speed und Alpha sowie der Koeffizient in der Formel ist aber gegeben. und drehen wir jetzt am Gewicht, dann ändert sich auch Speed und Alpha und somit die Auftriebskraft effektiv im Ergebnis.

 

Darum ist die Speed, Alpha und Koeffizient ja auch gegeben.

 

Nur das ich im obigen Zitat nicht vom Level-Flug ausgegangen bin, sondern von der Situation Updraft trifft auf Flügel oder Pilot zieht das Höhenruder und wird dabei vom einer Bö erwischt. Mit "Alpha ist gegeben" war der Anstellwinkel für maximalen Auftrieb gemeint, nicht der Anstellwinkel für Geradeausflug. D.h. bei einer gegebenen Anströmgeschwindigkeit und der durch Manöver oder Updraft erwirkte Anstellwinkel, bei dem der Auftriebskoeffizient maximal wird (also der kritische Winkel Alpha, der allein vom Profil abhängt) ergibt sich - ganz unabhängig vom Gewicht - die für den Flügel maximale Auftriebskraft. Diese führt in Abhängigkeit von der Beladung zu unterschiedlichen Gs.

 

Wenn man noch weiter ins Detail gehen möchte, dann wäre in einer Überladungssituation ein Ul mit vollgetankten Flügeltanks, die keine strukturelle Belastung des Hauptholms mit sich bringen, nicht so kritisch wie ein überladenes UL mit vollgetanktem Rumpftank.

 

Wobei ich nicht sage, dass es unkritisch ist, überladen zu fliegen. Bitte dies nicht fehlinterpretieren.

[Frank_Willfeld]

Nur das ich im obigen Zitat nicht vom Level-Flug ausgegangen bin, sondern von der Situation Updraft trifft auf Flügel oder Pilot zieht das Höhenruder und wird dabei vom einer Bö erwischt.

 

ach Du meine Güte, ok na gut.

 

Was ich aber sagen will: Quote - Die Speed und Alpha sowie der Koeffizient in der Formel ist gegeben. und drehen wir jetzt am Gewicht, dann ändert sich auch Speed und Alpha und somit die Auftriebskraft effektiv im Ergebnis. Unquote:

 

Und wenn die Auftriebskraft am Flügel die Tragkraft des Holmes übersteigt, dann bricht er, und zwar umso schneller umso schwerer wir sind.

 

Das war ja die Ausgangsdiskussion.

[DaMane]

Ironischerweise lehrt die FAA bezüglich erhöhter Masse das Gegenteil: man trichtert den Piloten ein, eine erhöhte Masse würde z.B. Va nach oben verschieben, eine physikalisch schlüssige Erklärung dafür habe ich noch nicht gefunden und ich glaube auch nicht, das eine existiert, im Gegenteil dürfte die Wahrheit eher anders herum liegen.

 

Das ist weniger ironisch als logisch. Ich würde der FAA nicht unterstellen wollen, daß sie solch fundamentalen Irrtümern aufsitzen könnte. Aber du hast recht, ich brauche auch immer wieder erst ein paar gedankliche Klimmzüge, bis ich den Zusammenhang wieder "auf dem Schirm habe" und nachvollziehen kann. Der Clou dabei ist, daß mit der Masse auch die stall-speed ansteigt. Das bedeutet, daß du bei - gleicher Geschwindigkeit und - höherem Gewicht weniger G's auflasten kannst bevor der Flieger stalled, bzw. daß er vorher stalled, bevor du die Struktur überlasten kannst.

 

Gruß

Manfred

[Dierk]

ach Du meine Güte, ok na gut.

 

Was ich aber sagen will: Quote - Die Speed und Alpha sowie der Koeffizient in der Formel ist gegeben. und drehen wir jetzt am Gewicht, dann ändert sich auch Speed und Alpha und somit die Auftriebskraft effektiv im Ergebnis. Unquote:

 

Und wenn die Auftriebskraft am Flügel die Tragkraft des Holmes übersteigt, dann bricht er, und zwar umso schneller umso schwerer wir sind.

 

Das war ja die Ausgangsdiskussion.

 

Ok, dann ist aber entscheidend, wie und wo am Gewicht gedreht wird.

 

UL 1 sei 30 Kg Overweight, weil zwei 110 Kg Typen drin sitzen, dafür gluckert im Flügeltank nur noch Reservesprit.

 

Ul 2 sei 30 Kg Overweight, weil zwei 80 Kg Typen drin sitzen, und die Flügeltanks randvoll sind

 

Ul 3 sei MTOW, weil zwei 80 Kg Typen drin sitzen, dafür aber die Flügeltanks nur Reservesprit haben.

 

Ul 1 und 2 fliegen bei Vra im Geradeausflug beide mit identischem Anstellwinkel, während Ul 3 mit kleinerem Anstellwinkel unterwegs ist.

 

Von den 3 ULs ist UL 2 am wenigsten empfindlich für einen Updraft. Zwar erzeugt bei Ul 1 und Ul 2 im Vergleich zu Ul 3 bereits ein Updraft mit kleinerer Vertikalgeschwindigkeit den kritischen Anstellwinkel (und damit den maximal möglichen Auftrieb), im Vergleich zu UL 3 und Ul 1 ist bei UL 2 jedoch der Flügelholm weniger belastet, da ein Teil der Auftriebskraft den (aufgrund der vollen Tanks) schwereren Flügel beschleunigen muss und daher weniger Kraft zu Beschleunigung der Zelle zu Verfügung steht.

 

Der dynamische Stall und damit ein mögliches kurzzeitiges Abkippen einer Flügelseite findet allerdings bei Ul 1 und 2 bereits bei etwas kleinerer Vertikalgeschwindigkeit des Updrafts statt, der Flügel bricht aber zuerst bei Ul 1 (schon unter Vra) dann bei Ul 3 (bei Vra) und zuletzt bei Ul 2 (über Vra)!

 

Das Beispiel funktioniert bei einem Rumpftank natürlich nicht, da dort das Tankgewicht vom Holm getragen werden muss.

 

Der Einfluss der Anströmungsgeschwindigkeit ist letzlich aber entscheidend, da der Flügel nur aufgrund der Anströmungsgeschwindigkeit überhaupt eine Auftriebskraft erzeugen kann (und diese auch noch im Quadrat zunimmt).

 

Im Übrigen kann man noch Ul 4 vergleichen. In ihm sitze ein 50 kg Pilot und die Flügeltanks haben noch Reservesprit. Bei Vra wird der Flügel nicht brechen, jedoch kann die Auftriebskraft des Flügels genauso gross wie oben werden. Aufgrund des eher geringen Gewichts führt das zu G-Loads oberhalb der Zertifizierung, diese beschleunigen die Zelle und damit auch den Motorträger. Der muss die erhöhten G abkönnen, sonst bricht er und das Antriebsaggregat macht sich davon.

[Dierk]

Das ist weniger ironisch als logisch. Ich würde der FAA nicht unterstellen wollen, daß sie solch fundamentalen Irrtümern aufsitzen könnte. Aber du hast recht, ich brauche auch immer wieder erst ein paar gedankliche Klimmzüge, bis ich den Zusammenhang wieder "auf dem Schirm habe" und nachvollziehen kann. Der Clou dabei ist, daß mit der Masse auch die stall-speed ansteigt. Das bedeutet, daß du bei - gleicher Geschwindigkeit und - höherem Gewicht weniger G's auflasten kannst bevor der Flieger stalled, bzw. daß er vorher stalled, bevor du die Struktur überlasten kannst.

 

Gruß

Manfred

 

Hallo Manfred,

 

Wenn man Va mit einer Formal annähert, also schätzt, zum Beispiel mit dieser:

 

Va = Vs * Wurzel (n)

 

umgeht man eine genauere statische und aerodynamische Berechnung, allerdings wird dann verständlich, wieso (anhand der Definition) Va bei grösserer Masse ansteigen muss. Aber hat das auch was mit der Realität zu tun? Steigt bei grösserer Masse die Geschwindigkeit, bei der ein Vollausschlag die Struktur überlasten würde, tatsächlich an oder ist das nur ein Artefakt der benutzten Näherungsformel?

[Frank_Willfeld]

Hallo Manfred,

 

Wenn man Va mit einer Formal annähert, also schätzt, zum Beispiel mit dieser:

 

Va = Vs * Wurzel (n)

 

umgeht man eine genauere statische und aerodynamische Berechnung, allerdings wird dann verständlich, wieso (anhand der Definition) Va bei grösserer Masse ansteigen muss. Aber hat das auch was mit der Realität zu tun? Steigt bei grösserer Masse die Geschwindigkeit, bei der ein Vollausschlag die Struktur überlasten würde, tatsächlich an oder ist das nur ein Artefakt der benutzten Näherungsformel?

 

hier ist die Antwort für einmal recht einfach, es liegt an der Mass Inertia, also Massenträgheit, die umso höher sie ist, aerodynamischen Kräften besser widersteht, deshalb erhöht sich die Va.

Ein Jumbo schüttelt sich eben ein bisschen weniger als ein UL.

[Frank_Willfeld]

Das Beispiel funktioniert bei einem Rumpftank natürlich nicht, da dort das Tankgewicht vom Holm getragen werden muss.

 

und genau diese Konfiguration haben ja die meisten UL.

[Dierk]

hier ist die Antwort für einmal recht einfach, es liegt an der Mass Inertia, also Massenträgheit, die umso höher sie ist, aerodynamischen Kräften besser widersteht, deshalb erhöht sich die Va.

Ein Jumbo schüttelt sich eben ein bisschen weniger als ein UL.

 

Nicht ganz. Es kommt drauf an, wo die zusätzliche Masse sich befindet.

 

Masse am Rotationspunkt des Flügels (wie z.B. Flügeltanks) hat einen komplett vernachlässigbaren Einfluss auf die Trägheit beim Ziehen des Höhenruders.

 

Rüstet man dagegen den Motor auf ein grösseres und schweres Modell um und muss dafür am Schwanz ein Ausgleichsgewicht setzen, ist die Trägheit natürlich deutlich erhöht.

 

Im übrigen gründet sich die Überlegung mit der Trägheit auf der Idee, dass der Flieger beim Ziehen des Höhenruders ein paar Knoten verliert, bevor das kritische Alpha erreicht ist. Wie schon Ralf sagte, muss das bei schwanzlastiger Beladung nicht so sein, denn diese Art Beladung unterstützt das Rotieren um die Querachse, d.h. der kritische Anstellwinkel ist schneller erreicht.

[Dierk]

Hier noch der Link zur FAA

 

http://rgl.faa.gov/Regulatory_and_Guidance_Library/rgSAIB.nsf/dc7bd4f27e5f107486257221005f069d/3c00e5aa64a2827e8625781c00744393/$FILE/CE-11-17.pdf

 

Interessanterweise wird gar nicht gesagt, dass die Va jenseits der MTOW zunimmt, sondern vielmehr wird gewarnt, dass aufgrund der bei geringer Beladung möglichen hohen G-Loads die Va für Beladungen unterhalb MTOW nach unten angepasst werden muss - aber eigentlich wohl nicht wegen dem Flügel, sondern wegen der restlichen Struktur (Motorträger usw.)

 

Dass im überladenen Zustand schneller geflogen werden kann oder soll weil dann die Va höher ist halte ich für einen aus physikalischen Gründen komplett falschen und unangebrachten Umkehrschluss.

[Volume]

Ironischerweise lehrt die FAA bezüglich erhöhter Masse das Gegenteil: man trichtert den Piloten ein, eine erhöhte Masse würde z.B. Va nach oben verschieben, eine physikalisch schlüssige Erklärung dafür habe ich noch nicht gefunden

Hier werden vermutlich wieder Äpfel mit Birnen verglichen...

Es gibt Design Speeds (auf deutsch Bemessungsgeschwindigkeiten) und Airspeed Limitations (auf deutsch Betriebsgrenzen). Das eine braucht der Ingenieur (beim Hersteller und bei der Behörde), das andere braucht der Pilot.

Es gibt die Regel, das Va (als Design Speed!) nicht größer zu sein braucht als Vc. Vc hängt nun von der Flächenbelastung ab, steigt also mit dem MTOW. Für sehr feste oder sehr schnelle Flugzeuge (Vs hoch) ist Va immer höher als Vc, damit steigt die design Va mit dem MTOW.

Dazu kommt, dass Vc auch als Referenzgeschwindigkeit für Böen benutzt wird, bei besagten Flugzeugen ist also auch Va mit den Böen verknüpft, da Va = Vc. Und bei Böen sind (wie richtig gesagt) die g´s und damit die Lasten auf einige Strukturteile (wie z.B. Motorträger) höher je leichter man ist.

 

Um hier noch ein bisschen von Hölzchen auf Stöckchen zu kommen.... Die Formel für Vc in der Far 23 (wo sie ursprünglich herkommt) ist simpel : Vc = 33 x Wurzel(Flächenbelastung).

In diese Formel geht weder die aerodynamische Güte, noch die Motorisierung ein. Solange man Pa18 oder Cessna 150 damit zulösst funktioniert das prima, wenn man (spezifisch) völlig übermotorisierte ULs aus hochwertigem Kunststoff baut, ist Vc völlig unrealistisch niedrig.

Das hat man in Deutschland seinerzeit bei den Motorseglern (aerodynamisch hervorragend, eher nicht gerade übermotorisiert...) verstanden, und in der LFSM noch Vh eingeführt, die Horizontalfluggeschwindigkeit bei höchster, zulässiger Dauerleistung. Diese berücksichtigt aerodynamische Güte und Motorisierung korrekt.

Beim Übergang von der BFU95 zur LTF-UL hat man ebenfalls diese realistischere Geschwindigkeitsdefinition eingeführt, und die Böengeschwindigkeiten an die Vh und die Va gebunden.

 

Gruß

Ralf

[Frank_Willfeld]

Hier noch der Link zur FAA

 

http://rgl.faa.gov/Regulatory_and_Guidance_Library/rgSAIB.nsf/dc7bd4f27e5f107486257221005f069d/3c00e5aa64a2827e8625781c00744393/$FILE/CE-11-17.pdf

 

Interessanterweise wird gar nicht gesagt, dass die Va jenseits der MTOW zunimmt, sondern vielmehr wird gewarnt, dass aufgrund der bei geringer Beladung möglichen hohen G-Loads die Va für Beladungen unterhalb MTOW nach unten angepasst werden muss - aber eigentlich wohl nicht wegen dem Flügel, sondern wegen der restlichen Struktur (Motorträger usw.)

 

Dass im überladenen Zustand schneller geflogen werden kann oder soll weil dann die Va höher ist halte ich für einen aus physikalischen Gründen komplett falschen und unangebrachten Umkehrschluss.

 

Natuerlich sagt die FAA nicht wie ein Flugzeug over MTOW am besten zu fliegen ist, weil keiner ueber MTOW zu fliegen hat. Man geht von MTOW als Maximum aus und alle anderen weights sind selbstverstaendlich tiefer. Dafuer steht das M in MTOW fuer Max und nach Max gibt es nichts. Jedenfalls nicht in der legalen Welt.