19.10.2013 | ? | Pilatus PC-6 | Fernelmont, Belgien | Absturz

[Heiri_M]

Du sprachst von "einen Flügel um das Flugzeug wickeln", und das kann im grünen Bereich nicht passieren, denn die aerodynamischen Fähigkeiten des Flügels definieren den grünen Bereich.

 

Doch, ich glaube schon, Ralf. Bei uns geht der grüne Bereich deutlich über die Manövergeschwindigkeit (118 kn, 174 kn) hinaus. Oder ist hier die Reserve des Herstellers inbegriffen? Vielleicht verstehe ich es auch falsch....

[DTomas]

Ich verstehe deinen Punkt Ralf, aber dennoch glaube ich dass du etwas übersiehst.

 

Der Wortlaut den ich kenne ist:

 

"The design maneuvering speed (Va)is the speed at which the airplane will stall before exceeding its design limit in turbulent conditions or when the flight controls are suddenly and fully deflected in flight."

 

Das FAA handbook sagt:

 

"The Maximum speed where full or abrupt control movement can be used without over-stressing the airframe"

 

Da bei Flugzeugen in der Größenordnung Porter die vA in mitten des grünen Bereichs liegt schließe ich daraus, dass wenn ich oberhalb der maneuvering speed (aber immer noch im grünen Bereich) voll Querruder gebe (keine G load factor) ich durchaus den airframe überlasten kann.

 

Dass die Flügel davon ausgeschlossen sind erschließt sich mir bislang nicht und habe ich auch nie so gelernt.

 

Gruß

Thomas

[Hunter58]

Wenn ich die Aussagen des Vaters solche Manöver seinen doch absolut üblich gewesen als korrekt ansehe dann ist das Problem wohl erkannt. Mehrheitliches Betreiben des Flugzeuges ausserhalb der zugelassenen Betriebsgrenzen ohne weitere Konsequenzen wird langfristig zu einem Zwischenfall führen.

 

Die FAA kannte früher die Zulassungskriterien 'normal' und 'utility'. Und Fallschirmabsprünge waren meines Wissens im wesentlich eingeschränkteren 'Utility' Bereich weil eben stärkere Belastungen auftreten.

[F-LSZH]

Die FAA kannte früher die Zulassungskriterien 'normal' und 'utility'. Und Fallschirmabsprünge waren meines Wissens im wesentlich eingeschränkteren 'Utility' Bereich weil eben stärkere Belastungen auftreten.

 

Die kennt man heute auch noch: http://www.ecfr.gov/cgi-bin/text-idx?rgn=div8&node=14:1.0.1.3.10.1.59.3

 

Normal (+3.8 G bis -1.52 G) ist aber eingeschränkter als Utility (+4.4 G bis -1.76 G). Von der C172 kenne ich es, dass man in der Utility-Kategorie ist, wenn man die hinteren Plätze leer lässt.

 

Thomas: Die Va sagt nur etwas darüber aus, unterhalb welcher Geschwindigkeit man voll am Höhenruder ziehen kann, ohne die Flügel abzubrechen. Über Drücken sagt sie nichts, und auch nichts über Quer- und Seitenruder (bzw. sagt sie explizit, dass das nur gilt wenn das Querruder in Neutralstellung ist und das Flugzeug symmetrisch fliegt).

 

Ciao

Friedrich

[DTomas]

Thomas: Die Va sagt nur etwas darüber aus, unterhalb welcher Geschwindigkeit man voll am Höhenruder ziehen kann, ohne die Flügel abzubrechen. Über Drücken sagt sie nichts, und auch nichts über Quer- und Seitenruder (bzw. sagt sie explizit, dass das nur gilt wenn das Querruder in Neutralstellung ist und das Flugzeug symmetrisch fliegt).

 

Ciao

Friedrich

 

Genau das ist das weitverbreitete Missverständnis. Einfach mal in offiziellen Dokumenten lesen (siehe mein Post oben)

 

Da findet man unter anderem sogar den expliziten Wortlaut "Full-Deflection of any single axis Control"

 

Manchmal steht es nur so da wie oben in meinem Zitat. Aber ausgeschlossen werden Steuerachsen da nie.

[F-LSZH]

Genau das ist das weitverbreitete Missverständnis. Einfach mal in offiziellen Dokumenten lesen (siehe mein Post oben)

 

Da findet man unter anderem sogar den expliziten Wortlaut "Full-Deflection of any single axis Control"

 

Manchmal steht es nur so da wie oben in meinem Zitat. Aber ausgeschlossen werden Steuerachsen da nie.

 

Dass wir uns hier missverstehen, ist irgendwie offensichtlich. :(

 

Die "full deflection of any single-axis control" ist zwar eine Anforderung bei der Zertifizierung, bringt mir als Pilot in der Praxis aber für das Quer- und Seitenruder nichts. Ich würde jedenfalls bei Va nicht entweder das Querruder oder das Seitenruder voll ziehen/treten wollen, ohne die anderen Steuerflächen zu bewegen. Und sobald ich Quer- und Seitenruder gleichzeitig gebe, oder unter positiven Gs auch noch das Querruder oder Seitenruder benutze, kann ich ausserhalb der Zertifizierungsbedingungen sein. Das Stichwort zum Googeln lautet "Rolling G limits".

 

Ich würde auch nicht nur einen Vollausschlag eines Ruders machen, und es danach wieder in Neutralstellung bringen. Ich kann auch nicht garantieren, dass der Flieger null Slip oder Skid hat, wenn ich voll ins Seitenruder trete aber die anderen Steuerflächen nicht berühre. Nur das ist aber in der Zertifizierung gefordert. Daher ist das Seitenleitwerk bei AA587 auch abgebrochen.

 

Daher meinte ich oben, dass die Va eigentlich nur den Fall betrifft, dass ich voll am Höhenruder ziehe und die anderen Steuerelemente in Neutralstellung bleiben und das Flugzeug symmetrisch fliegt.

 

Ich halte es für gefährlich zu glauben, dass man unterhalb der Va alle Controls voll ausschlagen kann, ohne dass etwas passiert. Das ist definitiv nicht so.

 

Ciao

Friedrich

[DTomas]

Ich finde es ja wirklich ganz nett hier mit jedermann zu diskutieren, aber bitte wenn Ihr so

ein statement von euch gebt belegt es doch auch einmal.

 

 

Nochmal:

 

FAA Handbook

 

„The maximum speed where full or abrupt control movement can be used without over-stressing the airframe“

 

Hier wird nun einfach mal keine Achse ausgeschlossen, und im negative bedeutet es, darüber kann man ihn durchaus „over-stressen”.

 

Theoretischerweise gibt es für jede Achse eine eigene vA, man nimmt natürlich immer die niedrigste.

 

Fakt ist auch dass bei sehr kleinen Flugzeugen fast immer natürlich der Elevator die begrenzende vA mit sich bringt. Und Elevator bringt natürlich auch immer G-Kräfte mit sich. Bei größeren Flugzeugen kann aber durchaus auch eine andere Achse limitierend sein.(Drehmoment an der Flügelwurzel bei wenig Sprit im Tank)

 

Weiterhin heißt es im FAA safety Letter „CE-11-17“

 

„On November 12, 2001, American Airlines Flight 587, crashed shortly after takeoff from New York’s John F. Kennedy International Airport. The crash killed all 260 people aboard and 5 people on the ground. The National Transportation Safety Board (NTSB) determined “the probable cause of this accident was the in-flight separation of the vertical stabilizer as a result of the loads beyond ultimate design loads that were created by the first officer’s unnecessary and excessive rudder pedal inputs.” As a result of this accident and subsequent investigation, it was revealed that many pilots have a misunderstanding of what the design maneuvering velocity (speed), VA, represents. Many

pilots believe that as long as the airplane is at or below this maneuvering speed, they can make any

control inputs they desire without any risk of harm to the airplane. This is not true.”

 

Anmerkung: Bedeutet sogar darunter darf man nicht alles tun!

 

 

Weiter im Text…

 

“The design maneuvering speed (VA) is the speed below which you can move a single flight control , one time, to its full deflection, for one axis of airplane rotation only (pitch, roll or yaw), in smooth air, without risk of damage to the airplane.”

 

Anmerkung: Bedeutet um alle Achsen und dass darüber schon etwas passieren kann!

 

"Even though the accident discussed above is a part 25 airplane, VA is applicable to part 23, CAR 3, and LSA airplanes. Also, even though experimental airplanes may not have a published VA , they will still have some maximum maneuvering speed associated with the maximum structural design loads.

 

Therefore, the pilot should be aware of what speed this is, and adhere to the guidance herein. The regulations governing the design strength requirements for airplane structure require adequate strength for full control deflection below VA."

 

Egal wo ich lese:

FAA, EASA überall findet man diesen Wortlaut. Nimmt man ihn nun einfach mal genau darf ich selbst im grünen Bereich nicht zwangsläufig voll aileron geben, auch wenn man es bei vielen Flugzeugen vielleicht doch kann.

Alles andere was ich hier bisher unbelegt höre ist eine Interpretation die auf eine Nische von Flugzeugtypen so zutreffen mag aber nicht generell gilt.

 

Grüße

Thomas

[Michi Moos]

Voll einverstanden Thomas ausser:

Nimmt man ihn nun einfach mal genau darf ich selbst im grünen Bereich nicht zwangsläufig voll aileron geben, auch wenn man es bei vielen Flugzeugen vielleicht doch kann.

 

 

Der "grüne Bereich" hat nichts direkt mit Va zu tun.

 

Va ist eine Geschwindigkeit, die ein voll ausgeschlagenes Ruder erlaubt. Nicht mehrere Ruder und nicht mehrmals hintereinander (z.B. Seitenruder links und dann rechts Vollausschlag).

 

Das Ende des grünen Bereichs ist Vno, ich hab dazu widersprüchliche Aussagen gefunden. Hab gedacht, das war eine Vertikalböe mit 50fps (wenns jemand genau weiss, wär ich froh um eine Korrektur), die ohne Überlastung verkraftet wird. Darüber wird die maximale Belastung dann überschritten.

[Volume]

OK, fangen wir mal mit etwas Grundlagenforschung an...

Sucht man bei der EASA nach dem TCDS, so stellt man erstaunt fest, das es das gar nicht gibt :eek:

Aber beim BAZL gibt es das Baumusterzeugnis - Gerätekennblatt, und in dem steht die Zulassungsbasis :

The aircraft comply with the US Civil Air Regulations, Part 3 of the 15th May 1956, Category „Normal“, incl. Amd. 3-1 to 3-5; the turbine engined models in addition comply with the „Special Conditions“, notified by letters FAA to the Swiss Federal Air Office, dated Nov. 14, 1962 resp. Jan. 4, 1967.

Das macht die ganze Diskussion natürlich interessant, denn die Definition und Bedeutung von grünem Bogen und Manövergeschwindigkeit variiert zwischen den verschiedenen Vorschriften und deren verschiedenen Revisionsständen. CAR3 ist da natürlich eine echt antike Vorschrift, die mit dem letztgültigen FAA Handbook nicht viel gemein hat.

Vp design maneuvering speed........... 3.184

Fängt schon gut an.. Va hieß in der CAR3 noch Vp...

Vp (design maneuvering speed)

= Vs * sqr(N) where:

Vs =a computed stalling speed with flaps fully

retracted at the design weight, normally

based on the maximum airplane normal

force coefficient, CNA.

N= limit maneuvering load factor used in

design,

except that the value of Vp need not exceed the

value of Vc used in design.

Also wie gesagt, Manövergeschwindigkeit = rechnerische Überziehgeschwindigkeit mal Wurzel zulässiges Lastvielfaches. Punkt. Und (dummerweise), Vp <= Vc, mit

Vc (design cruising speed)

= 38 sqrt(W/S) (NU) Normal und Utility

= 42 sqrt(W/S) (A) Aerobatic

except that for values of W/S greater than 20, the

above numerical multiplying factors shall be

decreased linearly with W/S to a value of 33 at

W/S=100: And further provided, That the

required minimum value need be no greater than

0.9 Vh actually obtained at sea level.

Sooooooo, jetzt haben wir die Manövergeschwindigkeit über Vc mit der Flächenbelastung, und über Vh auch noch mit der Motorleistung und dem Propellerwirkungsgrad verknüpft. D.h. bei leichten, schwach motorisierten Flugzeugen (vor allem letzteres ist der PC-6 sicher nicht vorzuwerfen...) ist die offizielle Va bereits deutlich kleiner als die Geschwindigkeit, bei der der Flügel rechnerisch gerade die maximalen g´s bei Maximalmasse erlaubt.

Jetzt kommt die Steuerung ins Spiel:

§ 3.216 Maneuvering loads. (a) At

maneuvering speed Vp assume a sudden

deflection of the elevator control to the maximum

upward deflection as limited by the control stops

or pilot effort, whichever is critical.

VERTICAL TAIL SURFACES

§ 3.219 Maneuvering loads. At all speeds

up to Vp:

(a) With the airplane in unaccelerated flight

at zero yaw, a sudden displacement of the rudder

control to the maximum deflection as limited by

the control stops or pilot effort, whichever is

critical, shall be assumed.

und schließlich

(1) At speed Vp it shall be assumed that

there occurs a sudden maximum displacement of

the aileron control. (Suitable allowance may be

made for control system deflections.)

Jetzt zum Piloten:

§ 3.778 Operating limitations—(a) Airspeed

limitations.

Sufficient information shall be

included to permit proper marking of the airspeed

limitations on the indicator as required in §

3.757. It shall also include the design,

maneuvering speed, and the maximum safe air

speed at which the landing gear can be safely

lowered. In addition to the above information,

the significance of the air speed limitations and of

the color coding used shall be explained.

und schließlich

§ 3.757 Air-speed indicator. (a) True

indicated air speed shall be used:

(1) The never-exceed speed, Vne—a radial

red line (see § 3.739).

(2) The caution range—a yellow arc

extending from the red line in (1) above to the

upper limit of the green arc specified in (3) below.

(3) The normal operating range—a green

arc with the lower limit at Vs1, as determined in §

3.82 with maximum weight, landing gear and wing

flaps retracted, and the upper limit at the

maximum structural cruising speed established in

§ 3.740.

(4) The flap operating range—a white arc

with the lower limit at Vso as determined in § 3.82

at the maximum weight, and the upper limit at the

flaps-extended speed in § 3.742.

mit

AIR SPEED

§ 3.738 Air speed. Air-speed limitations

shall be established as set forth in §§ 3.739-3.743.

§ 3.739 Never-exceed speed (Vne). This

speed shall not exceed the lesser of the following:

(a) 0.9 Vd chosen in accordance with §

3.184.

(b) 0.9 times the maximum speed

demonstrated in accordance with § 3.159, but

shall not be less than 0.9 times the minimum value

of Vd permitted by § 3.184.

§ 3.740 Maximum structural cruising speed

(Vno). This operating limitation shall be:

(a) Not greater than Vc chosen in

accordance with § 3.184.

(b) Not greater than 0.89 times Vne

established under § 3.739.

© Not less than the minimum Vc permitted

in § 3.184.§ 3.741 Maneuvering speed (Vp). (See §

3.184.)

§ 3.742 Flaps-extended speed (Vfe). (a)

Sollte also das Flugzeug vergleichsweise leicht sein, ist Vp = Vc, und damit die Manövergeschwindigkeit = dem Ende des grünen Bogens. Da weder der grüne Bogen weiter reichen darf als Vc, und Vp nicht größer sein braucht als VC, kann die Manövergeschwindigkeit im grünen Bogen liegen (also kleiner sein, als das Ende des Grünen Bogens) wenn:

- Die Stallspeed ohne Klappen sehr gering ist (z.B. bei Flugzeugen mit festen Vorflügeln, wie dem Fieseler Storch)

- Die Flächenbelastung sehr hoch ist

 

Die Bauvorschrift sagt, wass der Konstrukteur alles bei Manövergeschwindigkeit nachweisen muss, namentlich

- voll ziehen (u.U. so voll wie der Pilot mit seiner Kraft kann)

- voller Seitenruderausschlag im unbeschleunigten, schiebefreien Geradeausflug

- voller Querruderausschlag im unbeschleunigten, schiebefreien Geradeausflug

und zwar einzeln.

Er kann nach eigenem Gutdünken mehr machen (z.B. wenn er ein Flugzeug extra robust für den Armeebetrieb konstruieren möchte), aber das muss er nicht.

Jede Aussage, was ein Pilot mit dem Flugzeug machen darf ist eine rückwärts-Interpretation dieser Vorschrift, es ist nirgendwo festgelegt was ein Pilot mit dem Flugzeug genau maximal machen darf. Es ist nur festgelegt, was der Konstrukteur annehmen muss.

Und dann gibt es noch den folgenden, sehr speziellen Paragraphen:

UNSYMMETRICAL FLIGHT CONDITIONS

§ 3.191 Unsymmetrical flight conditions.

The airplane shall be assumed to be subjected to

rolling and yawing maneuvers as described in the

following conditions. Unbalanced aerodynamic

moments about the center of gravity shall be

reacted in a rational or conservative manner

considering the principal masses furnishing the

reacting inertia forces.

(a) Rolling conditions. The airplane shall

be designed for (1) unsymmetrical wing loads

appropriate to the category, and (2) the loads

resulting from the aileron deflections and speeds

specified in § 3.222, in combination with an

airplane load factor of at least two-thirds of the

positive maneuvering factor used in the design of

the airplane. Only the wing and wing bracing

need be investigated for this condition.

Dies ist ein rein theoretischer Lastfall, den nur der Flügel und seine Beschläge aushalten können muss, Rumpf, Leitwerk, Motorträger etc. dürfen bereits versagen. Es ist daher ausdrücklich kein Manöver, dass der Pilot in der Realität durchführen darf !

 

Gruß

Ralf

[DTomas]

Soweit ist das ja in Ordnung. Aber hier kommen wir genau an die Rückwärtsinterpretation der Vorschrift von der du sprichst.

 

Die argumentative Richtung die du oben anhand der Vorschriften beschreibst ist mir vollständig klar.

 

Die umgekehre Richtung dass ich grünen Bereich bei vA so oft, so lang und so weit ich will Aileron geben kann und davon ausgehen darf dass es dem Flügel nichts tut eben nicht?

 

Die haben das ja offensichtlich mit der Porter nicht nur einmal gemacht

 

Grüße

[DaMane]

.....

Die FAA kannte früher die Zulassungskriterien 'normal' und 'utility'. Und Fallschirmabsprünge waren meines Wissens im wesentlich eingeschränkteren 'Utility' Bereich weil eben stärkere Belastungen auftreten.

 

Interessant, denn 'normal'- und 'utility'-category unterscheiden sich deutlich in den Gewichts-limits. Absetzflugzeuge "verschenken" i.d.Regel kein kilo payload. Aber vielleicht geht man davon aus, daß der 'utility'-Bereich normalerweise nur beim Abstieg genutzt wird. Dann würde es wieder passen.

 

Gruß

Manfred

[Volume]

Nun, so lang Aileron wie du willst kannst du zwangsweise nicht geben, da du irgendwann im Rückenflug ankommst oder eine Schräglage fliegst, bei der du die g´s überschreitest...

Bei der Porter (laut TCDS) :

Airspeed Limits (in conformity with CAR 3)

Maximal structural cruising 118 kt / 219 km/h

Maneuvering 106 kt / 197 km/h

Maneuvering Load Factors

Max. positive + 3.8

also ist die Manövergeschwindigkeit bei 89% des grünen Bogens.

laut Pilatus-Werbeflyer :

Stall speed (MTOW)

- flaps up (Vs) 58 KEAS (107 km/h)

Somit ist die rechnerische Va 208.5 km/h, also nochmal zwischen den beiden Werten. Die "offizielle" Va kommt also von der Vc oder Vh Verknüpfung, nur weiss das natürlich die Natur nicht.

Dazu hat die Porter noch ein NACA Laminarprofil, dürfte also definitiv bei Va dank der höheren Re-Zahl ein höheres Ca haben, als bei Vs. Gut möglich, dass dies ein fähiger Konstrukteur ganz bewusst berücksichtigt, und die "offizielle" Va so gewählt hat, dass sie vorschriftenkonform > Vc und kleiner als die rechnerische Va ist, und "physikalisch genau Sinn macht". Also tatsächlich exakt die Geschwindigkeit ist, bei der ein Pilot mit einem maximalen Abfangbogen genau die 3.8g erzeugen kann.

 

Gehen wir mal davon aus, der offizielle Wert wäre auch physikalisch korrekt (in dem Fall eine konservative Abschätzung), dann könnte man am grünen Bogenende theoretisch 23.5% mehr g´s (oder 4.7g) erzeugen, so das Höhenruder dies erlaubt (es gibt keine explizite Forderung, die volle v-n-Envelope ausfliegen zu können, gerade Flugzeuge mit weichen Seilsteuerungen schaffen es oft nicht!). Das wäre noch voll in den Festigkeitsreserven drin. Definitiv unzulässig, aber nicht genug um "den Flügel um den Rumpf zu wickeln". Jedenfalls nicht ohne Vorschaden.

Beim Querruder darf man nicht vergessen, dass die Porter einen sehr hoch gestreckten Flügel hat, und der macht eine beachtliche Rolldämpfung. Daher hat das Querruder einen nicht sehr entscheidenden Einfluss auf die Lasten im Flügel, die Rolldämpfung wirkt gegen die Querruderkräfte, der Gleichgewichtszustand stellt sich sehr, sehr schnell ein (deutlich unterhalb des Sekundenbereichs, praktisch "spontan" im Rahmen der Messgenauigkeit im Flugversuch mit den Meßmethoden der 90er)

Meine tiefgehenden Kenntnisse habe ich aus dem Segelflugbereich, und da war zumindest bei "meinem" Flugzeug für das ich die offiziellen Lastfälle aerodynamisch berechnet habe das Querruder für den Flügel nicht entscheidend, die Böen und der Abfangfall mit Landeklappen waren die entscheidenden Lastfälle. Dieser Eindruck kann mich natürlich Motorflugzeuge falsch einschätzen lassen, denn für die habe ich sowas noch nie gerechnet.

 

Wenn ich AA587 richtig in Erinnerung habe, hat es über 80% Lastüberschreitung gebraucht, um das Seitenruder abzubrechen. Das schafft man für den Pilatus Flügel im grünen Bogen ziemlich sicher nur bei verunglückten Manövern. Was sich ja derzeit geradezu als Ursache aufdrängt...

 

Gruß

Ralf

[DTomas]

Einverstanden!

Bedeutet aber letztendlich dass keine Vorschrift explizit und direkt dafür garantiert dass man im grünen Bereich volle Querruder Ausschläge geben darf.

Geschweige denn, dass diese Information dem Piloten offensichtlich zur Verfügung steht.

Auch wenn in zweiter Instanz das in der Praxis schon meistens implizit durch die geschilderten Zusammenhänge gegeben ist.

 

 

Für mich gilt weiterhin:

At or above vA: keine vollen Ruderausschläge egal um welche Achse. Diese Formulierung wird ja einen halbwegs vernünftigen Ursprung haben, auch wenn sie konservativer ist als sie sein müsste.

Auch darunter muss man ein nicht-Kunstflugzeug nicht unnötigerweise strapazieren. Wir sind ja keine Kampfpiloten die ihr Flugzeug gleich in mehreren Aspekten (Absetzen) am Limit fliegen müssen selbst wenn noch im zulässigen Bereich.

 

Hätte sich der betroffene Pilot nur ansatzweise ähnlich ernsthaft tiefe Gedanken gemacht, wenn auch unnötigerweise zu konservativ, wäre das jedenfalls nicht passiert.

[Volume]

At or above vA: keine vollen Ruderausschläge egal um welche Achse. Diese Formulierung wird ja einen halbwegs vernünftigen Ursprung haben, auch wenn sie konservativer ist als sie sein müsste.

Wenn du diese Regel aufgrund ihres Ursprungs einhalten möchtest, dann musst du allerdings auch noch Va entsprechend deiner aktuellen Masse reduzieren, sprich wenn du allein mit leeren Tanks unterwegs bist, solltest du bereits oberhalb von sagen wir mal 75% Va keine vollen Ruderausschläge egal um welche Achse mehr geben.

 

Was übrigens good Airmanship ist, Vollausschläge sind für den Langsamflug gemacht, um bei der Landung in böigem Wetter eine ausreichende Kontrolle über das Flugzeug zu haben. Vollausschläge bei höheren Geschwindigkeiten sind allenfalls im Luftkampf sinnvoll, wo geradeausfliegen potentiell tödlich ist... Und rein aus Spaß, also als Kunstflug, sollte man solche Manöver nur mit Flugzeugen machen, die genau dafür konstriert sind. Ein Reiseflugzeug ist zum Reisen da, deshalb heisst es so.

 

Und was viele auch vergessen, die Bauvorschrift sagt Vollausschlag oder maximale Pilotenkraft, gerade bei Flugzeugen mit sehr großen Ruderflächen (wie z.B. der im Scheibenwischer-thread zitierten Wilga) ist u.U. nicht einmal der Vollausschlag nachgewiesen, sondern nur die 265N (60lb) ziehen/drücken, 133N (30lb) Querruder und 667N (150lb) Seitenruder. 133N sind gar nicht so viel, das reicht bei vielen Flugzeugen bei Va nicht mehr für einen Querruder-Vollausschlag.

 

Gruß

Ralf

[DTomas]

Wenn du diese Regel aufgrund ihres Ursprungs einhalten möchtest, dann musst du allerdings auch noch Va entsprechend deiner aktuellen Masse reduzieren, sprich wenn du allein mit leeren Tanks unterwegs bist, solltest du bereits oberhalb von sagen wir mal 75% Va keine vollen Ruderausschläge egal um welche Achse mehr geben.

 

Gruß

Ralf

 

So mach das ja auch (:

In den Flugzeugen die ich fliege sind mehrere vA für Referenzmassen angegeben.

Und ich hatte glaube ich noch nie die Notwendigkeit in diesem Geschwindigkeitsbereich auch nur annähernd volle Ruderausschläge zu geben.

 

 

Ich denke wir vermischen in diesem Thread zwei grundlegende Dinge.

Das eine ist die Kunst des Fliegens.

Das andere die Kunst des Ingenieurens.

 

Ich finde die Lehrbuchmeinungen zum Thema Manöver sind für Piloten unmissverständlich ausgedrückt. Es ist indiskutabel sich darüber hinwegzusetzen, selbst wenn wir aus der Ingenieurs Kunst wissen, dass natürlich mehr geht und genug Festigkeitsreserven drin sind damit sich nichts um das Flugzeug wickelt.

 

Nicht dass das hier mit der Porter passiert wäre. In diesem Fall hat man vermutlich einfach überhaupt nicht nachgedacht und sich gleich über mehrere Grenzen auf einmal gewagt.

 

Grüße

[C-P172D]

Habe zufällig den Abschlussbericht der Belgischen Behörde gefunden.

Englisch:http://mobilit.belgium.be/sites/default/files/downloads/13-08%20EN.pdf

 

Hans

 

edit: Es handelte sich um die OO-NAC

Bearbeitet 18. November 2016 von C-P172D

[G180]

Zum Zitat von Hausi122:

 

Dennoch beschäftigt mich der Fakt, dass nicht ein einziger der Insassen, den Porter verlassen konnte.

Ist der Flügel tatsächlich in der Luft abgebrochen, ist es allenfalls denkbar, dass bei diesem Vorfall die Struktur dermassen belastet und verzogen wurde, dass sich die Schiebetür nicht mehr öffnen liess.

 

Die Schilderung von "Totaler Laie" klingt plausibel. Dennoch beschäftigt mich der Fakt, dass nicht ein einziger der Insassen, den Porter verlassen konnte.

Ist der Flügel tatsächlich in der Luft abgebrochen, ist es allenfalls denkbar, dass bei diesem Vorfall die Struktur dermassen belastet und verzogen wurde, dass sich die Schiebetür nicht mehr öffnen liess.

Frage an die Skydiver unter Euch: Wird bei Absetzflügen die (Schiebe)-tür für den ganzen Flug öfters abmontiert?

Gruss Hausi

 

Ist ein sehr ausführlicher Bericht, welcher die vermutete Ursache eines Strukturversagens durch Einleiten einer Fassrolle ( mit 10 Springern drin ! ) leider auch bestätigt. Im Bericht werden noch Wartungsfehler ( horizontal stabilizer trim actuator ) und unzureichender Schutz des Pilotensitzes ( back protection ) erwähnt. Die Schiebetür ist aufgrund von Lastmomenten nach dem Abbrechen der linken Tragfläche abmontiert.

Fazit:Unfallursache Pilotenfehler, der zum Strukturversagen durch nicht zugelassene Flugmanöver führte. 

Bearbeitet 19. November 2016 von G180

[G180]

Nachtrag von mir zum Punkt 1.18.3 des belgischen Untersuchungsberichtes ( Accidents ):

Laut Bulletin Juni 2016 ist eine D-zugelassene PC-6 B Turbo-Porter am 19.6.2016 in Portugal beim Steigflug in der Luft auseinandergebrochen, 1 Toter und 7 Verletzte !

Link: http://www.bfu-web.de/DE/Publikationen/Bulletins/2016/Bulletin2016-06.pdf?__blob=publicationFile