Bei soviel Widersprüchlichem müssen wir leider etwas Physik bemühen:

Gut, das Flugzeug fliegt unbedrängt im Normalflug mit offensichtlich defektem Bugradfahrwerk  so vor sich hin; es drängt nur die zu erwartende Landung, wenn der Sprit alle ist oder die Entscheidung dafür getroffen wurde. Limitiert ist dann "nur" die Fluggeschwindigkeit - hier im Falle des ULs - als eine definierte Mindestgeschwindigkeit, die - pod est - einzuhalten aber nur die wenigsten dt.-zugelassenen ULs in der Lage sind, denn sie fallen mit gesetzten auftriebserhöhenden Klappen i.d.R. runter, wenn die Motorleistung ausbleibt und weshalb sie - die Mindestgeschwindigkeit - aber in D trotzdem so gut wie nie eingehalten wurde. Ohne Motor gibt es deshalb auch genau nur einen Versuch. Dann ist die Lageenergie verbraucht ...und Isaak Newton läßt schön grüßen. Deshalb erklärte man den 912-er ROTAX als de facto Standard-UL-Triebwerk kurzerhand für "heilig" und weshalb dieser genau deshalb auch niemals nicht ausfallen sollte. Heilige tun das auch normalerweise nicht.

Wegen dieses Mankos kann die zu erwartende Landung mit dem defekten Bugradbein dann aber immer noch unkritisch hingehungert werden, z.B. auf Conkret, weil es zu hart zum Einhaken ist. Subjektiv lag aber offensichtlich ein Notfall vor. Die RGs kamen aber auf, weil der DAeC rechnerisch nicht so gut drauf war, den bruchfreien Betrieb mit seinen gegen teure Kohle zugelassenen ULs garantieren zu können, andererseits aber nicht häßliche rufschädigende Tote verantworten wollte. Es etablierte sich die teure raketengetriebene Zwangsrettung als eine der Zulassungsvoraussetzungen. Also wurde bei anzunehmenden Havarien und ungeklärten Fluglagen per Multiple Choise-Dressur in Prüfungsfragen jede Frage als richtig gewertet, die mit "Schirm ziehen" beantwortet wurde, auch über dem Kölner Dom z.B.

Die Frage ist nun, wo der zweifelsohne sehr wirksame Schirm befestigt werden sollte. Natürlich im oder zumindest in unmittelbarar Nähe des Schwerpunktes auf der x-Achse. Ohne V-Form-Fesselung rechts und links ist das aber schwierig. Ein Schwerpunkt liegt üblicherweise *vor* dem Flugzeugneutralpunkt, weshalb auch ein Höhenleitwerk im Normalflug (-zeug) Abtrieb erzeugen muß. Die Differenz zwischen Schwerpunkt und Neutralpunkt ist die Stabilitätsreserve. Was die wenigsten aber erinnern ist, daß der Schwerpunkt auch eine Höhe auf der z-Achse hat. Das Seil tritt raketenbeschleunigt und aus naheliegenden Gründen meist oben aus dem Rumpf aus, ist aber an massiv-stabilen Teilen tief im Rumpf bzw. am Rumpfboden befestigt. Die per Schirm eingeleitete Luftkraft zieht aber an dem Hebel hoch oben im Pumpf, so daß sich dies wie ein brutaler Höhenruderimpuls auswirkt. Folge: Fahrt weg *und* gleichzeitig hohes Alpha - sofortiger Strömungsabriß. Das kann kein Steuerknüppelimpuls mehr korrigieren.

Aus diesem Grund haben wir auch nur wenige Rettungs-*SYSTEME* (CIRRUSz.B.), weil deren Einbau genau das alles berücksichtigen und in D natürlich verteuern müßte. Was wir haben, sind RGs, welche die Hersteller nach eigenem Ermessen einbauen.

hob

cbk schrieb:
warum er den Schirm in so geringer Höhe ausgelöst hat

Berechtigte Frage!!

Er hatte schließlich den ganzen Rückflug von Texel nach Grefrath, also ca. 2 Stunden Zeit, sich eine passende Strategie zurechtzulegen und, und das ist noch viel wichtiger, hätte sich über Funk entsprechende Beratung einholen können. FIS leistet in solchen Fällen unglaubliches ....

Insofern hält sich ich mein Mitleid für den Piloten schon in Grenzen. Umso mehr leid tut mir aber seine Begleiterin, die ihr Leben anscheinend einem fliegerischen Diletanten anvertraut hatte.

Michael

"Er hatte schließlich den ganzen Rückflug von Texel nach Grefrath, also ca. 2 Stunden Zeit, sich eine passende Strategie zurechtzulegen"

Richtig. Im Affekt irgendeinen Mist bauen, ok. Aber das hier.....

Chris

Zitat: 

Keep them flying.

-  weiß der Kuckuck von wem.

Abgesehen davon: Die Sinkgeschwindigkeit des ungestört am RG-Seil hängenden "Sportgerätes" soll zwischen 7 - 8 m/sec betragen. Das sind bei Mittelung = 7,5 exakt 27 km/h. Dabei sollte man wissen, daß beim ungebremsten Hineinfahren in eine feste Betonwand mit PKW und 30 km/h das Gewicht des eigenen Körpers mit den Armen nicht mehr wirksam abgestützt werden kann: Es drohen schwere Verletzungen. Es ist also ziemlich mutig, den fast - weil staatlich zwangsangeordneten - unausrottbaren Mythos dt. Zwangs-RG auszuprobieren, wenn man nicht genau weiß, was wie passieren wird. Denken kann dieses Zwangs-RG jedenfalls noch nicht.

...und die dt. administrative oberschräge Allzweckwaffe Medical hilft auch nicht. Sie macht den menschlichen Körper eben nicht resistent gegen schlichte Newtonsche Einflüsse - die Schwerkraft ist nicht abschirmbar, ja, nicht mal administrativ zu beinflussen, das Gehirn als biolosche CPU gleich gar nicht - eben argumentationsresistent. Und das ist in D mit seiner unsäglichen tiefgläubigen Kadavergehorsammentalitäts-Bürokratie schon allein erwähnenswert.

Die nicht bzw. selten eingehaltene Mindestgeschwindigkeit in D beträgt 65 km/h. Angeflogen zur Landung wird aber wg. Gefahr des Runterfallens mit 90 - 100 km/h, was einen inzwischen aber weitgehend verdrängten gemischten RG-"Salat" mit zahlreichen Toten produzierte.

hob

hob schrieb:
Ein Schwerpunkt liegt üblicherweise *vor* dem Flugzeugneutralpunkt, weshalb auch ein Höhenleitwerk im Normalflug (-zeug) Abtrieb erzeugen muß.

Muß nicht - Es erzeugt zwar in den meisten handelsüblichen Designs Abtrieb, aber das ist keine notwendige Voraussetzung für Längsstabilität. Ein HLW kann dazu auch neutral oder sogar auftriebserzeugend sein, wobei der aerodynamisch ungünstige Fall abtriebserzeugend bei den üblichen Dimensionierungen am einfachsten zu realisieren ist. Der dadurch in Kauf genommene Widerstandszuwachs ist so geringfügig, dass man zumindest im Motorflug ruhig damit schlafen kann.

Verstehe, Du willst lieber flachtrudeln. Paßt ja auch hier ganz gut als Unfallursache  in den Thread. Dann solltest Du aber auch über den Nullauftriebswinkel eines sogenannten tragenden Profils hier referieren oder die elektronische Jetseuerung erklären, da so eine Kiste ohne sie für Normalpiloten unfliegbar, dafür aber sehr wendig ist.

<Der dadurch in Kauf genommene Widerstandszuwachs ist so geringfügig, dass man zumindest im Motorflug ruhig damit schlafen kann.>

Nein, der ist exorbitant hoch, weil das HL-Profil genau in dem Bereich arbeiten muß, für den es gerade *nicht* optimiert wurde und zusätzlich noch jede Menge induzierten Widerstand erzeugt. Der angenommene Nebeneffekt, daß die Flächenbelastung geringer wird, tritt mangels effektiven positiven Auftriebsbeiwert ca nicht ein, entpringt nur Wunschdenken. Mit Physik kann man aber nicht verhandeln. Das überlassen wir besser dem LSGB u.a.

Und weil das so ist, hat Airbus in seinen HLs als betriebskostensparende Lösung eine Kombination von Pendelruder und konventioneller Klappe gewählt, pumpt als Tüpfelchen auf dem "i"zusätzlich noch den Sprit von vorne nach hinten und umgekehrt um.

hob

Nein, ich rede nicht von künstlich gezähmten aerodynamisch instabilen Flugzeugen wie Kampfflugzeugen, sondern von aerodynamisch stabilen Flugzeugen mit nicht abtriebserzeugendem HLW. "Schwerpunkt vor Neutralpunkt" lässt sich auch mit neutralem oder auftriebserzeugendem HLW realisieren, dazu benötigt es nur ein hinreichend großes Leitwerksvolumen (Hebelarm * Fläche). Der Extremfall wäre ein Canard, aber es funktioniert auch mit konventionellem Flügel-HLW-Layout. Da ein größeres HLW-Volumen den Widerstand idR ebenfalls erhöht bzw. die Struktur schwerer macht, ist diese Lösung nicht unbedingt nebenwirkungsfrei und daher auch in der Fliegerei nicht allzu oft anzutreffen. Allerdings sollte man sich auch vor Augen halten, dass Innovationsdrang längst nicht bei jeder "Neu"entwicklung im Vordergrund steht, sondern gerne "bewährtes" einfach abgekupfert wird.
Aber das hier soll jetzt keine Diskussion pro auftriebserzeugendes HLW sein, sondern nur dem grundlegenden Verständnis dienen und verhindern, dass irgendwo ein Fetzen falsch interpretiert und dann in religiöser Manier stupide nachgebetet wird, was leider in der Fliegerei nicht selten vorkommt.

"Exorbitant hoher Widerstand am konventionellen HLW" halte ich für etwas zu dramatisch formuliert, aber das ist natürlich relativ. Der Cessna 150-Pilot sieht das sicher anders als der Hochleistungssegler. Viele HLWs arbeiten "nahe genug" bei Null, um den abtriebsinduzierten Widerstand noch vertreten zu können.

JaRa schrieb:
Ein HLW kann dazu auch neutral oder sogar auftriebserzeugend sein, wobei der aerodynamisch ungünstige Fall abtriebserzeugend bei den üblichen Dimensionierungen am einfachsten zu realisieren ist. Der dadurch in Kauf genommene Widerstandszuwachs ist so geringfügig, dass man zumindest im Motorflug ruhig damit schlafen kann.

Ich würde jetzt mal denken, daß man immer ein abtrieberzeugendes Leitwerk braucht, wenn das Leitwerk am Schwanz des Vogels befestigt ist, um einen eigenstabilen Flug hinzubekommen.

Nur so grob von der Überlegung her:
Das Flugzeug fliegt im Sinkflug --> die Geschwindigkeit nimmt zu --> das Leitwerk erzeugt mit zunehmender Geschwindigkeit mehr Abtrieb --> durch den Abtrieb am Heck wird die Nase hochgedrückt --> das Flugzeug fliegt im Steigflug --> die Geschwindigkeit wird geringer --> der Abtrieb am Leitwerk nimmt ab --> das Heck kommt nach oben und die Nase wird runtergedrückt --> das Flugzeug fliegt im Sinkflug --> ...

Bei einer Enten-Konfiguration (also Höhenleitwerk vorne), müßte das Leitwerk wohl Auftrieb erzeugen, um diesen Effekt hinzubekommen. *grübel*

JaRa schrieb:
"Schwerpunkt vor Neutralpunkt" lässt sich auch mit neutralem oder auftriebserzeugendem HLW realisieren

Die Frage ist doch hier, ob überhaupt eine Einstellwinkeldifferenz (EWD) erreicht wird, sonst fliegt es nicht.

JaRa schrieb:
"Schwerpunkt vor Neutralpunkt" lässt sich auch mit neutralem oder auftriebserzeugendem HLW realisieren, dazu benötigt es nur ein hinreichend großes Leitwerksvolumen (Hebelarm * Fläche).

Genau: Das ergibt Flugzeuge, die bei böigem Wind unruhig stufenförmig absteigen - etwa wie es Rüttelfalken tun, weil eine Böe nie wissen kann, wo die Nullauftriebslinie des HL-Profils verläuft und sich insofern auch nicht bemüht, es etwa genau da zu treffen, wo sich die EWD entfalten kann.

Neben diesem tragenden HL gibt es aber noch ein definitiv nicht-tragendes mit sehr wenig Widerstand, welches aber auch kein symmetrisches ist, was sich als die generell erfolgreichste und deshalb bevorzugteste Lösung herausstellte. Und das geht so: Es ist das HL des fußstartfähigen ULF-1 von Heiner Neumann (wurde Testpilot) und noch 2 anderen, von denen einer Dieter Reich heißt und Musterbetreuer ist. Hier wurde ein relativ dünnes WORTMANN-Querruder-Profil mit relativ starker Mittellinienwölbung zur optimalen Einsparung von Profilwiderstand upside down, also mit der Wölbung (Profiloberseite) nach unten, eingebaut. Ob es der ULF-2 auch hat, weiß ich allerdings nicht. Andererseits gibt es eine interesssante Konstruktion eines Geschäftsreiseflugzeugs von PIAGGIO, das 2 HLs hat, eines vorne und eines hinten.

Irgendwie muß ja der Flügel dazu gebracht werden, trotz Böen mit einem definierten Anstellwinkel zu fliegen und sich selbsttätig zu stabilisieren, wie es cbk weiter oben beschrieb.

hob

cbk schrieb:
Ich würde jetzt mal denken, daß man immer ein abtrieberzeugendes Leitwerk braucht, wenn das Leitwerk am Schwanz des Vogels befestigt ist, um einen eigenstabilen Flug hinzubekommen.

Nein, abtriebserzeugendes Leitwerk ist keine notwendige Voraussetzung für Eigenstabilität. Es ist nur eine einfache Möglichkeit, bei der man mit einem relativ kleinen HLW bzw. kurzem Hebelarm noch ein aerodynamisch vernünftig längsstabiles Flugzeug basteln kann. Der Nachteil an der Auslegung ist allerdings, dass der Abtrieb einen induzierten Widerstand zur Folge hat (im Gegensatz zu einem HLW, das Nullauftrieb erzeugt) und dieser Abtrieb auch noch zusätzlich vom Flügel kompensiert werden muss (im Gegensatz zum auftriebserzeugenden HLW, das den Flügel entlastet). Letzterer Effekt ist aber gering, da der große Flügel das bißchen Zusatzauftrieb locker stemmt, ohne nennenswert zusätzlichen induzierten Widerstand zu erzeugen. Das meinte ich als ich sagte, dass diese "konventionelle" (sprich abtriebserzeugendes HLW) Auslegung nicht gerade exorbitant hohen Widerstand erzeugt und sich daher zur Standardlösung entwickelt hat.

Um Eigenstabilität zu erreichen, muss das stabilisierende Moment des HLW das destabilisierende Moment des Flügels übertreffen. Notwendige und hinreichende Bedingung dafür ist "Schwerpunkt vor Neutralpunkt" und das ist nicht gleichbedeutend mit "abtriebserzeugendes HLW"!
Durch ein abtriebserzeugendes HLW lässt sich die Bedingung "Schwerpunkt vor Neutralpunkt" lediglich bequemer erreichen als mit einem neutralen oder auftriebserzeugenden, denn durch die Abtriebserzeugung vergrößert man den Offset zwischen Nullauftrieb Flügel und HLW, wodurch sich bei einer Anstellwinkeländerung durch eine Störung der Auftrieb am HLW im Verhältnis viel stärker als am Flügel ändert. Beim auftriebserzeugenden (und neutralen) HLW funktioniert das auch, nur dass sich der Auftrieb dann weniger stark ändert. Um das dadurch erzeugte stabilisierende Moment trotzdem stark genug zu machen, muss das HLW größer oder weiter zurück versetzt werden. Der Extremfall hierzu wäre wie schon erwähnt ein Canard. Was wir dabei "Flügel" und "HLW" nennen interessiert die Physik nicht: eine auftriebserzeugende Fläche ist vorne, die andere hinten und das ganze ist aerodynamisch stabil.

cbk schrieb:
Nur so grob von der Überlegung her:
Das Flugzeug fliegt im Sinkflug --> die Geschwindigkeit nimmt zu --> das Leitwerk erzeugt mit zunehmender Geschwindigkeit mehr Abtrieb --> durch den Abtrieb am Heck wird die Nase hochgedrückt --> das Flugzeug fliegt im Steigflug --> die Geschwindigkeit wird geringer --> der Abtrieb am Leitwerk nimmt ab --> das Heck kommt nach oben und die Nase wird runtergedrückt --> das Flugzeug fliegt im Sinkflug --> ...

Genau dieses verführerische Mißverständnis hält sich hartnäckig und unterstützt die falsche These, dass abtriebserzeugende HLWs eine notwendige Voraussetzung für Eigenstabilität seien. Der Knackpunkt dabei ist, dass der Flügel vergessen wird. Dessen destabilisierendes Moment verstärkt sich bei Geschwindigkeitszunahme nämlich im gleichen Verhältnis (~v^2) wie das stabilisierende Moment des HLWs, sprich wenn beide Momente vorher in Balance waren, dann sind sie es nachher immernoch.
Der Grund, warum ein statisch längsstabiles Flugzeug bei Geschwindigkeitszunahme die Nase hochnimmt und bei Geschwindigkeitsabnahme runter, ist die durch die Eigenstabilität gegebene Reaktion des Flugzeugs auf eine Anstellwinkeländerung: Wenn das Flugzeug schneller wird, vergrößert sich der Auftrieb und es beginnt zu steigen. Das bedeutet aber unittelbar eine Verkleinerung des Anstellwinkels (Strömung kommt mehr von oben), worauf die Längsstabilität sofort reagiert: sie lässt die Nase nach oben nicken, zu größerem Anstellwinkel hin, also entgegen der Störung. Umgkehrt vergrößert sich der Anstellwinkel, sobald das Flugzeug aufgrund einer Geschwindigkeitsabnahme zu sinken beginnt und dann reagiert die Eigenstabilität mit einem Nicken nach unten.