Liege ich falsch, oder heist Vne niemals überschreiten??

Vne gilt meiner Meinung nach auch nur bei absolut ruhiger Luft mit geringen Ruderausschlägen.

Aber mal ehrlich, muss man Vne unbedingt ausfliegen? Ich bleibe gern im grün/gelben Bereich.

Rüdiger

hob schrieb:

Hallo RGR und NRW-Aviator,

danke für das engl. geschriebene PDF-Dokument, das ich mir noch genauer ansehen muß, was bei meinen Englischkenntnissen nicht im Schweinsgalopp funktioniert. Die Links über Flattern und das Video sind beeindruckend. Das Flattern ist nicht immer rechtzeitig zu stoppen!

Wenn man das mehr oder weniger separierte Kevlargewebe auf dem Video mit dem gebrochenen Höhenleitwerk betrachtet, denke ich vermehrt darüber nach, ob das mit Kohle allein auch passiert wäre. Andererseits wird Kevlar ja zur Druckfestigkeitserhöhung relativ dünner Kohlegewebeschichten verwendet, weil statisch einfach mehr Kohle-Dicke nicht benötigt wird. Vielleicht ist das ja auch ein Kostenkompromiß oder technisch bedingt, weil sich das Problem der Hinterkantenwölbung per vollem Profil mit starrer Kohle jedenfalls schwerer anläßt. Gibt es dafür eine entsprechende Begründung oder Hinweise?

Mir ist im Moment nicht mehr geläufig, ob die e-Module von Kevlar und Kohle zusammenpassen, d.h. bei Last beide Gewebe in etwa zur gleichen Zeit brechen. Ist das nicht der Fall, übernimmt erst die härtere Schicht die gesamte Last, versagt dann, da sie die Last nicht allein tragen kann, und dann kommt die andere unter Stress und versagt auch, weil sie allein auch nicht dafür ausgelegt ist.

Dieses Problem tritt immer bei wohlgemeinten Verstärkungen auf, die dann unter diesen Voraussetzungen gar keine sein können und es tatsächlich auch nicht sind.

Andererseits beugt starre Kohle dem Flattern vor bzw. schiebt den kritischen Punkt hinaus.

Gruß hob

Hallo Hob,

Grundsätzlich haben Aramidfasergewebe (Kevlar) keine höhere Druckfestigkeit als Kohlefasern. Das ergibt sich schon aus dem etwas niedrigeren E-Modul von Aramidfasern.
Den E-Modul wie bei Stahl gibt es bei Compositwerkstoffen ohnehin nicht, da sich der durch die entsprechende Gewebeausrichtung definiert.
In Zugrichtung (Unidirektional) liegt der Wert bei Kohlefaser bei etwa 150kN/mm^2 und für steife Aramidfasern bei 130kN/mm^2

Aramidfasern werden auch in Schußwesten eingesetzt. Allerdings liegt der E-Modul dieser Fasern dann eher bei 60kN/mm^2, in Zugrichtung, damit man sich darin noch bewegen kann ;-)
Die Werte sind also immer auch von der zu verwendenden Faser abhängig und können variieren.

Entscheidend bei Kompositwerkstoffen ist, dass das verwendete Harz einen deutlich geringeren E-Modul hat.
Man kann also durchaus verschiedene Compositwerkstoffe miteinander verbauen.

Den Gewichtsvorteil bei Aramidgeweben halte ich gegenüber Kohlefaser für nicht wesentlich (ca. 3-5%)
Aramidfasern haben aber eine günstigere Eigenschaft bzgl. Schwingungsdämpfung. Die FEstigkeitswerte von Aramifasern liegen auch höher wie bei Kohlefasern und somit auch die Bruchlast.
Die Härte eines Werkstoffs ist kein Indikator für das Brechen eines Werkstoffs, sondern die Festigkeit. Allerdings wird bei einem Materialmix der Werkstoff mit dem höheren E-Modul schneller an seine Festigkeitsgrenze kommen, da er eine geringere Dehnung hat.
Es macht daher also durchaus Sinn, Aramidfasern über Kohlefasern zu legen, da die außenliegenden Fasern bei einer Biegebelastung ja auch mehr gedehnt werden, und hier die höchsten Spannungen auftreten.

Viel problematischer bei Compositwerkstoffen sind Ondulierungen, da diese Fasern nicht mittragen. Dies führt dann zunächst zu Zwischenfaserbruch durch Überlastung der gerade verlegten Fasern. Das Problem kommt bei der Verarbeitung meben Trockenstellen häufiger beim Vakuuminfusionsverfahren geegenüber der guten alten Handarbeit mit der Rolle durch geschultes Personal vor.           

Eine Schwingungsneigung läßt sich auch nicht pauschal durch eine steifere Konstruktion vorbeugen.
Es kommt darauf an, dass die Bauteile keine Anregung innerhalb Ihrer Eigenfrequenz durch Ablösungen an Rumpf und Flächenübergang sowie durch die Luftströmung erfahren. Bauteile können durchaus auch so ausgelegt werden, dass eine Anregung
bereits im unteren Geschwindigkeitsbereich entsteht, wo die implizierten Kräfte gering sind und dieser Bereich sozusagen
durchfahren wird.
Es gibt durch den zusätzlichen Einfluß des Leistungssettings bei einem
Propellerflugzeugs einen deutlich größeres Spektrum von zu
untersuchenden Einflüssen, als z.B. bei einem Segelflugzeug.
Trotz aller moderner Berechnungsverfahren mittels FEM, fluiddynamischer Untersuchungen und Windkanaltests, ist ein ausführliches Erprobungsprogramm daher unerläßlich.
Hier glaube ich schon, das FD weiß was Sie tun!
Ich mache das auch daran fest, welche Zulassungsverfahren in Ländern der Welt bereits gemacht worden sind und wie viele Maschinen bereits in der Luft sind.

Ich kann am Ende auch nur noch einmal unterstreichen:
Nur das was im Handbuch steht, ist das was zulässig ist!

Als kleiner Hinweis am Rande:
In den LSA Versionen bis 600kg Abfluggewicht, sind die VB (120kt), VNE (145kt), Werte sowohl bei der SW als auch bei der LS geringer angesetzt als in der UL Version mit 472,5kg!     

Gruß, RGR

Hallo,

NRW-Aviator schrieb:

nani schrieb:
Hallo,

NRW-Aviator schrieb:

Fakt ist der, bis 330km/h darf nichts passieren. Jedenfalls in der richtigen Fliegerei. 

Diesen Fakt verstehe ich nicht. Woher kommen
die 330km/h? Wieso darf da nichts passieren? Unter welchen Bedingungen
soll dieser "Fakt" gelten?

Selbst wenn 330 die vne wären (meines
Wissens ist die vne der CT knapp über 300 oder je nach Rettungsgerät
auch deutlich niedriger. Die LTA mal beiseite gelassen).

Und vne
bedeutet genau nur: "Niemals schneller". Und nicht "Bis dahin darf ich
alles, und dahinter kommt noch ein Sicherheitsbereich" Je nach
Böensituation, Flugmanöver u.s.w. kann auch unterhalb vne
Strukturversagen auftreten.

Tobias

ok, auch wenn ich mich wiederhole:

eine Struktur kann bis zu einem Punkt X belastet werden, dannach
bricht sie.  Dieser Punkt wird berechnet oder per Versuch ermittelt.

Diese Belastung wär dann 100%. Das kann Geschwindigkeit, Biegelast,
Beschleunigung , Verzögerung oder welche Kraft auch immer sein. Von
diesen 100% werden 90% als Limit ins Flugzeughandbuch eingetragen. Wenn
ich jetzt mal die Vne nehme, sind die 300km/h die 90%. 100% wären eben
330km/h.

Dieser Sicherheitsbereich von 10% ist für Schwankungen in der
Fertigung oder Anzeigefehler in den Instumenten. So hat der Hersteller
die Sicherheit, dass seine Angaben zu den max. Belastungen immer auf der
sicheren Seite liegen. Diese Aussagen habe ich von der OUV, die sich
mit Flugzeugbau im Experimentalbereich auskennen, wurde aber auch von
der BFU bestätigt.  

vielleicht wiederholst Du Dich so oft, weil da ein Denkfehler mit drinsteckt. (Abgesehen von Deiner Interpretation des Dreisatzes).

Das mit den Sicherheitsaufschlägen. Viele der Details, die am Ende die Festigkeit eines konkreten Flugzeugs bestimmen, unterliegen einer Schwankungsbreite. Eigentlich alle. Die Mateialeigenschaften. Die Verarbeitung. Die Geometrie (Abstände, Dicken). Genau das hat Dir die OUV erklärt.

Wo genau Dein konkretes UL in diesen Toleranzbereichen liegt weiß kein Mensch. Das ganze ist tatsächlich eine Sache der Statistik. Beispielsweise sagt der Lieferant der Kohlefaser, daß die Zugfestigkeit der Rovings mit 95% Sicherheit höher ist als xMPa, und mit 99% höher als yMPa. Genau diese Statistik ist dann auch die Basis der Festigkeitsauslegung des Herstellers. Mit xx% Sicherheit (und xx ist definitiv < 100) versagt die Struktur bei der von Dir genannten Belastung nicht. (über Böenbelastung und Ruderausschläge reden wir da noch gar nicht).

Beispiel gefällig? Ich hab letztens einmal Werkstoffkennwerte für den Werkstoff 2024 herausgesucht. Eine
Aluminiumlegierung, die häufig für Profile oder Rohre verwendet wird, und auch hier und da in einer CT mitfliegt. Der Hersteller gibt beispielsweise für die Zugfestigkeit bei einer bestimmten Rohmaterialdicke und Wärmebehandlung einen Wert von 420MPa mit einer
statistischen Sicherheit von 95% an. Wenn ich als Kunde 99%
Sicherheit bei der Zugfestigkeit haben möchte, darf ich nur mit 395MPa rechnen.


Und dann sind nicht wenige Bauteile des Flugzeugs einer Alterung ausgesetzt. Alle möglichen Umwelteinflüsse (Wärme, Licht, wechselnde Belastung, ...) verändern mit der Zeit bestimmte Werkstoffeigenschaften.

Um all diese nicht vorhersehbaren Einflüsse auszugleichen ist der Sicherheitsaufschlag da. Und nein, auch mit dem Sicherheitsaufschlag erreichst Du keine 100% Zuverlässigkeit des Produktes. Du kannst der 100 beliebig nahe kommen, sie aber nie erreichen.

Selbst wenn man jedes einzelne Exemplar des Flugzeuges verschiedenen Bruchtests unterziehen würde, die Alterungseffekte beispielsweise bekommt man damit nicht in den Griff.

Noch eins, genau dieses Verfahren kommt auch bei der "richtigen Fliegerei" zum Einsatz. Auch Airbus rechnet mit statistischen Versagenswahrscheinlichkeiten und Sicherheitsaufschlägen. Und am Ende bleibt eine vne. "Never Exceed"

Tobias

Hallo RGR

RGR schrieb:



Grundsätzlich haben Aramidfasergewebe (Kevlar) keine höhere
Druckfestigkeit als Kohlefasern. Das ergibt sich schon aus dem etwas
niedrigeren E-Modul von Aramidfasern. ...
 

....

Eine Schwingungsneigung läßt sich auch nicht pauschal durch eine steifere Konstruktion vorbeugen.

viel wahres und technisch interessantes, Dankeschön!

und sas:

RGR schrieb:



Ich kann am Ende auch nur noch einmal unterstreichen:
Nur das was im Handbuch steht, ist das was zulässig ist!

Sollte man wahrscheinlich als Aufkleber mit im Cockpit haben.

Tobias

Vielleicht etwas einfacher für die LAien die sich nicht so mit GFK/Kohle/Aramid usw. auskennen.

Kohle ist überal da richtig wo ich eine hohe Steifigkeit bei geringem Gewicht benötige, aber keine kleinen dynamischen Biegeradien erwarte bzw. keine hohe punktuelle Belastung erwarte
Aus der Praxis: Fahradgabeln, Rahmen, Spurstangen, Karosserieteile, Holme, Schalenkonstruktionen (Flügel)

Aramid ist überal da gut wo ich geringes Gewicht hohe Zug, hohe punktuelle Belastung (Schläge) und Biegekräfte erwarte: Helme, Holme, Laminatscharniere etc.


Kohle als Material für Scharniere ist denkbar ungeeinet weil es relativ spröde ist das bricht nach wengen Biegezyklen!
Aramid wiederum ist da hervorragend geeignet.

Oder als Auszug aus der R&G Materialfiebel (sehr empfehlenswert):
Aramidfasern
Der Einsatz von Aramiden ist dann sinnvoll, wenn Gewichtsersparnis an
erster Stelle steht. Weiterhin werden abrieb- und schlagbeanspruchte Teile
(z.B. Schutz der Vorderkanten von Flugzeugleitwerken gegen Hagelschlag,
Kajaks) aus aramidfaserverstärkten Kunststoffen gefertigt. Festigkeit und
Steifigkeit sind etwas besser als bei E-Glas. Weitere Eigenschaften sind das
gute Dämpfungsvermögen, die Nichtentflammbarkeit und die hervorragende
chemische Beständigkeit.
Die Bearbeitung von Laminaten ist wegen der hohen Zähigkeit der Faser sehr
schwierig. Zum Schneiden von Geweben sind Spezialwerkzeuge (Kevlarscheren)
erforderlich.
Für technische Laminate, z.B. im Fahrzeug- und Flugzeugbau, wird hauptsächlich
die Hochmodulfaser Kevlar® 49 oder Twaron® HM eingesetzt.
Niedermodul-Aramidfasern (Kevlar® 29, Twaron® LM) besitzen ein hohes
Arbeitsaufnahmevermögen und werden überwiegend für ballistische Hartlaminate
sowie Splitter- und Kugelschutzwesten verwendet. Aramidfaserverbundwerkstoffe
werden als SFK (Synthesefaserkunststoff) bezeichnet.

Kohlenstoffasern
Kohlenstoffasern weisen eine höhere Festigkeit und bedeutend höhere Steifigkeit
auf als Glasfasern, das spezifische Gewicht von Laminaten ist etwas niedriger.
Daher werden sie vor allem für steife Konstruktionen eingesetzt. Beispiel: Die
Tragfläche eines Segelflugzeugs mit großer Spannweite würde in Glasfaserbauweise
die Belastungen zwar aushalten, sich aber sehr stark durchbiegen.
Durch Verwendung von Kohlenstoffasern werden die Durchbiegung und das
Gewicht verringert.
Die Dauerfestigkeit bei dynamischer Belastung ist hervorragend, die Wärmeausdehnung
von Laminaten wegen des negativen Ausdehnungkoeffizienten
der Fasern sehr gering.
Wegen der höheren Schlagempfindlichkeit von Kohlefaserlaminaten sollten
sie bei erhöhter Schlagbeanspruchung nicht eingesetzt oder durch Kombination
mit Aramid geschützt werden (z.B. Hybridgewebe). Kohlefaserlaminate zeigen
eine gute Strahlendurchlässigkeit (z.B. Röntgenstrahlen) und sind elektrisch
leitend. Kohlefaserverbundwerkstoffe werden als CFK (Carbonfaserkunststoff)
bezeichnet.



Wers dann genau lesen will: R&G


ich hatte das ja schonmal in einem anderen Thread erwähnt, die Nutzung von GFK ist ein Segen wenn man genau weis was man tut und die Prozesse beherrscht und kontrillieren kann.
Wenn man jedoch GFK nicht korrekt verarbeitet ist es gegenüber Metall hoffnungslos unterlegen.
GFK ist sehr schwer in der Qualität zu kontrollieren da selbst geringe Abweichungen im Rohmaterial verheerende Qualitätsdefizite im Endprodukt bedeuten können. Das fängt schon bei so lapidaren Dingen an wenn die GFK oder Kohlegewebe zu alt gelagert sind zuviel oder zu wenig harz verwendet wird und dann das Harz nicht mehr komplett tränken kann. Das sieht man nicht unmittelbar aber es ergibt ein sprödes Gefüge. Zuviel Harz schwächt das gefüge da Harz an sich kaum festigkeit besitzt und zuwenig Harz führt ebenso zu schlechter Verbindung der Fasergewebe.

Blech ist hier wesentlich ehrlicher. Das kann ich mit simplen Prüfverfahren auf seine Härte und Zugfestigkeit hin überprüfen weil es in der Regel schon als Rohmaterial die Grundfestigkeit besitzt währenddessen das GFK erst nach Fertigstelllung des Bauteils seine letztliche Eigenschaft entwickelt.

Das es prinzipiell funktioniert zeigen die Segelflugzeugbauer die seid jahrzenten Erfahrung im Umgang mit Faserverbundwerkstoffen haben. Im UL-Bereich bin ich mir nicht sicher ob alle Hersteller hier schon genügend Wissen geschaffen haben zumal wenn im Ausland duch Subunternehmer gefertigt wird.
Aber das ist eher eine Vermutung denn Beweisbar.

F22 Raptor schrieb:


Aramid ist überal da gut wo ich geringes Gewicht hohe Zug, hohe punktuelle Belastung (Schläge) und Biegekräfte erwarte: Helme, Holme, Laminatscharniere etc.


Kohle als Material für Scharniere ist denkbar ungeeinet weil es relativ spröde ist das bricht nach wengen Biegezyklen!
Aramid wiederum ist da hervorragend geeignet.

Zu Punkt 1.) Aramid bzw. Aramid/Kohle Verbund für hohe punktuelle Belastung? Schläge??? Kannst du mir evtl. erklären, warum dass so ist oder wenigstens, wo sowas steht? (Die Holme einer CT sind z.B. mit Gurten aus Kohle gebaut, nicht aus Aramid). Das würde mich wirklich interessieren!

Zu Punkt 2.) Auch dafür wäre ne Quelle gut, denn Scharniere aus Kohle gehen wohl und sind üblich (Holmverbindung CT z.B.), vorausgesetzt es wird ein Metall-"Inlay" und Metall-Bolzen verwendet.

Zur Qualität FD: Ich selber fummel mit meinem Nicht Profi-Wissen und Know-How mit CFK/GFK rum und bastel an nem komplett selbst konstruierten Flieger. Und ich durfte mir mal ne komplett entlackte CT (hatte sich überschlagen und wurde repariert) bei Gerhard Koch anschauen. Es war eine alte CT mit 4 Lagen Kohle beim Rumpf (die neueren sind galube ich mit nem Honeycomb-Sandwich aufgebaut), geschätzte 30 Lagen Gurte auf den Holmen - dünner werdend nach außen, viel viel viel Harz bzw. Schaum-Harz verklebt. Und ganz am Ende kommt Füller, ne Grundierung und Lack drauf. So würde ich das nicht machen, aber der Flieger sah für mich als Laien, was CFK angeht gut gebaut aus. Mit eher mehr "Reserve" als mehr "Gewichtsvorteil" getrimmt... .

Grüße,
Da Mowa

Hallo RGR, Nani
Super und sachlich begründete, nachvollziehbare Erklärungen, genau das was ich bezüglich den "weichen Human Faktoren" ansprach. Zum Fliegen gehört meines Erachtens immer der kompromisslose Respekt im Umgang mit Hersteller-, Materialgrenzen oder Umweltfaktoren (Wetter). Diese sind entgegen der heutigen Diskussionskultur für alles und jedes, trotzdem nicht veränder- oder für sich persönlich anpassbar. Natürlich gibt es u.A. auch noch rechtlich begründete Grenzen die Sanktionen, oder finanzielle Folgen haben können.
Auch das Verständnis der FD Kundendienstorganisation unterliegt bei NRW Aviator meines Erachtens einem Missverständnis. Denn FD versorgt die Kunden über selbstständige Verkaufs- und/oder Servicezentren was in vielen Branchen so praktiziert wird und legitim ist. Eines davon ist z.B. Jens Brändle Berlin, dies ist rechtlich nicht FD aber ein vertraglich angebundenes Servicezentrum der FD Organisation. 
Wer FD anschreibt wird deshalb immer auf das nächst liegende  Servicezentrum verwiesen. Wenn jemand dann trotzdem auf den direkten Service von FD (entgegen der Organisation) besteht, dann wird es sicher schwierig diesen Anspruch zufrieden zu stellen. Natürlich ist für die prompte ET Versorgung der eigenen Servicezentren jeweils weitestgehend der Hersteller zuständig, dies sollte natürlich klappen und dies ist nachvollziehbar ärgerlich/frustrierend wenn es nicht der Fall ist. FD wäre meines Erachtens trotzdem gut beraten direkt einen "Kummerkasten" oder Forum (analog z.B. Ikarus Comco, Tru Trak etc.) für Kunden zu betreuen, dies würde unter dem Strich sicher beiden etwas bringen.
Einem Hersteller jedoch seine Entwicklungstätigkeit vor zu werfen finde ich persönlich wiederum unfair. Wollen wir dann einen Hersteller der einmal am Markt verschwindet nur weil er sich auf dem Erfolg ausruhte? Wie viele Hersteller haben z.B. in der Vergangenheit nicht einmal mehr die LTF UL nachgereicht? Wie lange dauerte dies z.B. bei der C 42A, aber es wurde gelöst und hatte sicher seine Gründe. Ich denke auch dass FD weiss was sie tut, wo die Probleme liegen, und was Kunden erwarten.
GrussWerner

Vielen Dank RGR, F22 und Nani für die Infos von Verbundstoffen. Sehr gut.

Alle anderen Schlauberger, die mal aus der Versenkung kommen: wenn ich Lehrer wär würde ich sagen: Thema verfehlt, 6 , setzen.

Der Ursprung dieses Themas verliert sich langsam. Mir wird unterstellt, ich würde immer bis an die Grenzen gehen und mich dann wundern, wenn was kaputt geht. Ich kann euch sagen, ich fliege immer mit so 4600/ 5000 Umdrehungen. Das sind ca 190 bis 220km/h. Jetzt überlegt mal, was wohl meine Kernaussage oder Message gewesen sein könnte.


@Werner: wie ich schon geschrieben habe, ist der Jens ein 1a-Kumpel. Und wenn der mir sagt, schreib mal an FD, wie es mit ET aussieht.....

Wenn ich könnte, würde ich das Thema jetzt schließen. Ich klinke mich jetzt aus, da es vom Kern abdriftet. Hier im Text ist immer die schlechtestet Möglichkeit, etwas darzulegen. Man kann sehr schnell falsch verstanden werden. (Siehe oben)
Per PN bin ich natürlich immer errreichbar,

Gruß
Michael

Hallo Mowa,

ich glaube wir hatten uns schonmal wegen sowas gebissen? Ich möchte klarstellen das ich hier nicht versuche jemanden zu bekehren. Wenn einer beratungsresistent ist --> not my business

Ansonsten gebe ich hier meine Erfahrungen aus 30 Jahren aktivem Modellflugsport weiter in der Holz, Metall und GFK Verarbeitung.

Ich bin hier keines Mannes Lehrer und habe keinen Bock Dir jetzt das geschriebene separat zu erklären wenn Du den Link nicht durcharbeiten möchtest den ich hier eingebaut habe. Da steht das so dermassen entwaffnend beschrieben das ich doppelte Arbeit verabscheue. Ansonsten halte ichs wie Paul Panzer und empfehle Dir den Goggel zum suchen.

Ansonsten gibst Du Dir die Erklärung bzgl. des Scharniers doch selbst. Du hast bei GFK zwei Optionen:
Nach dem entformen das Gelcoat bis aufs Laminat anritzen und so die Torsion freilegen (wahlweise auch mit innenliegendem Abreissgewebe
Oder Du arbeitest Inlays ein.
Variante 1 kannst Du bei Kohle auf Dauer knicken. Das reisst vom Rand her ein. Dann gibts Vibrationen und dann den Endknall.

Oder Du nimmst wie Du selbst schreibst Inlays. Die wirst Du aber niemals mit Gewebe sondern mit Kohlerovings einlegen und umschlingen. Alles andere ist Murks. Die dritte Variante ist das man die Kohle so dermassen dimensioniert und Tempert das Du in das Material reinbohrst. Das scheidet an den Modellbau Höhenruderen unserer UL′s aus da das Gewicht die Kisten hinten runterziehen würden.

Ansonsten, Dein Beispiel bzgl. der CT die Du gesehen hast, well ich formuliers mal so, wenn Du da Mengen von Harz gesehen hast dann wäre das traurig.

Gut laminiert ist eine Oberfläche in der Struktur ersichtlich und bestenfalls seidenmatt (ausser natürlich die Aussenseite da dort in der Regel gelcoat verwendet wird und die Form entsprechend glatt ist). Bei Kohle wenn es evakuiert und Vakuumiert wurde ist es in der Regel sogar komplett matt.

Ein Gewebe in dem "Harzpfützen" stehen ist kaputt, nicht mehr nicht weniger. Überflüssiges Gewicht und Gewebe das im Harz schwimmt. Kein Verbund mehr, Festigkeitsverlusst.

NRW-Aviator schrieb:Diese Belastung wär dann 100%. Das kann Geschwindigkeit, Biegelast, Beschleunigung , Verzögerung oder welche Kraft auch immer sein. Von diesen 100% werden 90% als Limit ins Flugzeughandbuch eingetragen. Wenn ich jetzt mal die Vne nehme, sind die 300km/h die 90%. 100% wären eben 330km/h.

Dieser Sicherheitsbereich von 10% ist für Schwankungen in der Fertigung oder Anzeigefehler in den Instumenten. So hat der Hersteller die Sicherheit, dass seine Angaben zu den max. Belastungen immer auf der sicheren Seite liegen. Diese Aussagen habe ich von der OUV, die sich mit Flugzeugbau im Experimentalbereich auskennen, wurde aber auch von der BFU bestätigt.  

Michael,

ich glaube Du verrennst Dich da in etwas:

Wenn eine "Beschleunigung oder welche Kraft auch immer" die Begrenzung darstellt aufgrund derer die Vne festgelegt wird dann erhöht sich diese Kraft nicht linear sondern mit dem Quadrat zur Geschwindigkeit, d.h. bei einer doppelt so hohen Speed hast Du nicht die doppelte sondern die vierfache Belastung. Insofern müßte der Sicherheitsfaktor von 90 auf 100% bei Vne 300km/h rechnerisch ein Limit von 316km/h ergeben, nämlich 300 x die Wurzel aus 1,1111.

(330 ist auch nicht 100% wenn 300 90% ist).

Ich bin mir aber ziemlich sicher dass der Sicherheitsfaktor in Wahrheit größer ist als dieser geringe Puffer, irgendwo stand doch etwas mit 1,2 Vd, das würde schon mehr Sinn machen..

LG,
Markus