UL 2 – Teil I.

Text des Tages: 26. 03. 2019

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Inhalt

DEFINITIONEN, ABKÜRZUNGEN UND BEZEICHNUNGEN
TITEL A – ALLGEMEINES
UNTERABSCHNITT B – FLUGLEISTUNG und EIGENSCHAFTEN
TITEL C – STÄRKE
TITEL D – ENTWURF und KONSTRUKTION
TITEL E – ANTRIEBSSYSTEM
TITEL F – AUSRÜSTUNG
TITEL G – BETRIEBSBESCHRÄNKUNGEN UND DATEN
UNTERABSCHNITT J – PROPELLER
ANHANG I. – RETTUNGSSYSTEME
ANHANG II. – Schleppgleiter
ANHANG III. – EINHEITLICHE LASTEN DES HINTEREN TEILS DES FLUGZEUGS
ANHANG IV. – GRUNDLEGENDE LANDEFÄLLE

 

DEFINITIONEN, ABKÜRZUNGEN UND BEZEICHNUNGEN

I. Allgemeine Definitionen

Tiha G = m∙g [N]

wobei: m Masse [kg]
g Erdbeschleunigung [g = 9,81 m/s]

Die International Standard Atmosphere (MSA) ist wie folgt definiert:

1. Luft ist ein vollkommen trockenes Gas

2. Die Temperatur in der Höhe H = 0 m beträgt 15 °C

3. Der Luftdruck in der Höhe H = 0 m beträgt 1013,25 hPa

4. Der Temperaturgradient von der Nullhöhe bis zu einer Höhe, in der die Temperatur −56 °C erreicht, beträgt −0,0065 °C/m

5. Die Luftdichte ρ beträgt unter den gegebenen Bedingungen 1,225 kg/m3.

II. Definition von Geschwindigkeiten

VA Entwurfsgeschwindigkeit bei Kurvenfahrten (Manövrieren)
VB Auslegungsgeschwindigkeit für maximale Böengröße
VD Entwurfsgeschwindigkeit für steilen Abstieg
VDF Höchste Geschwindigkeit, die im Flugtest nachgewiesen wurde
VF Entwurfsgeschwindigkeit mit ausgefahrenen Klappen
VFE Maximal zulässige Geschwindigkeit für den Einsatz von Klappen
VH Höchstgeschwindigkeit im Horizontalflug bei maximal zulässiger Dauerleistung
VLO Maximal zulässige Geschwindigkeit zum Ausfahren des Fahrwerks
VNE Maximale unübertroffene Geschwindigkeit
VRA Maximale Geschwindigkeit bei starken Turbulenzen
VS Stallgeschwindigkeit oder die niedrigste konstante Geschwindigkeit, bei der das Flugzeug noch kontrollierbar ist
VSa Strömungsabriss oder die niedrigste konstante Geschwindigkeit, bei der das Flugzeug in der Landekonfiguration noch kontrollierbar ist
VS1 Strömungsabriss oder die niedrigste konstante Geschwindigkeit, bei der das Flugzeug in der angegebenen Konfiguration noch kontrollierbar ist
VSF Berechnete Strömungsabrissgeschwindigkeit bei vollständig ausgefahrenen Klappen und maximalem Startgewicht
VT Höchstzulässige Geschwindigkeit beim Abschleppen
VY Beste Steiggeschwindigkeit
CAS Kalibrierte Fluggeschwindigkeit (CAS = Kalibrierte Fluggeschwindigkeit). Angezeigte Fluggeschwindigkeit korrigiert um Instrumenten- und Installationsfehler
EAS Äquivalente Fluggeschwindigkeit (EAS = Equivalent Airspeed). Kalibrierte Fluggeschwindigkeit, angepasst an die adiabatische Kompressibilität in einer bestimmten Höhe. Für MSA auf Meereshöhe entspricht die äquivalente Fluggeschwindigkeit der kalibrierten Fluggeschwindigkeit.
IAS Die angezeigte Fluggeschwindigkeit (IAS = angezeigte Fluggeschwindigkeit) ist die Fluggeschwindigkeit, die vom Geschwindigkeitsmesser (angeschlossen an das Pitotstatiksystem) angezeigt wird, kalibriert in Bezug auf die adiabatische Kompression des Luftstroms in einer Standardatmosphäre auf Meereshöhe, ohne Korrektur der Fehler der Fluggeschwindigkeit System.
TAS Wahre Fluggeschwindigkeit (TAS = True Airspeed). Fluggeschwindigkeit bei ruhiger Luft. Die tatsächliche Fluggeschwindigkeit ist die äquivalente Fluggeschwindigkeit multipliziert mit (ró/ró0)½.

III. Definition aus dem Kraftfeld

Unterstützende Struktur Es gibt Teile der Struktur eines Ultraleichtflugzeugs, deren Ausfall die Sicherheit des Flugzeugs ernsthaft gefährden würde.
Maximales Abfluggewicht MTOM Das größte Gewicht, bei dem ein Ultraleichtflugzeug die Lufttüchtigkeitsrichtlinien erfüllt.
Gewicht des leeren Flugzeugs Dies ist in UL 2 § 29 festgelegt.
Betriebslast Die maximale Belastung, die im Betrieb zu erwarten ist.
Numerische Belastung Die Betriebslast multipliziert mit dem entsprechenden Sicherheitsfaktor, normalerweise 1,5.
Betrieb mehrerer n Das Verhältnis der gesamten aerodynamischen Kraft, die senkrecht zur Flugbahn wirkt, und dem Gesamtgewicht des Flugzeugs. im geradlinigen stationären Flug ist dieses Vielfache gleich eins. Betriebslasten können als aerodynamische Kräfte oder Beschleunigungskräfte ausgedrückt werden.

IV. Allgemeine Fachbegriffe

UL Ultraleichtflugzeuge.
Motor Ein Antriebsmotor, der zum Antrieb eines Flugzeugs dient.
Baubarer Propeller Bezeichnung eines Propellers, dessen Einstellungen im Ruhezustand oder im Betrieb verändert werden können. Es ist unterteilt in:
a) Propeller, deren Einstellungen direkt vom Piloten gesteuert werden (manuell verstellbare Propeller).
b) Propeller, deren Einstellungen durch einen Regler oder eine andere automatische Vorrichtung gesteuert werden. Dieses Gerät kann entweder ein fester Teil des Propellers oder ein separates Gerät sein, das vom Piloten gesteuert wird oder nicht (Propeller mit konstanter Geschwindigkeit).
c) Propeller, deren Einstellungen durch eine Kombination der in den Punkten a) und b) aufgeführten Methoden geändert werden.
Sicherheitsgurte Sicherheitsgurte im Sinne dieser Verordnung sind Vierpunktgurte, bestehend aus einem Schultergurt für jede Schulter und zwei Beckengurten.
Mehrere Das Verhältnis der angegebenen Zuladung zum Gesamtgewicht des Flugzeugs.
Bei der ermittelten Belastung kann es sich um Luftkräfte, Trägheitskräfte oder Reaktionskräfte vom Boden oder Wasser handeln.
Maximale Startleistung Bezeichnung einer auf eine Dauer von 5 Minuten begrenzten Leistung, die auf Meereshöhe unter MSA-Bedingungen und bei der maximal zulässigen Geschwindigkeit und dem maximal zulässigen Luftdruck für Start, Fehlanflug und Dauerstart zulässig ist.
Maximale Dauerleistung Bezeichnung der Leistung, die in einer bestimmten Höhe unter MSA-Bedingungen bei maximaler Geschwindigkeit und maximalem Ladedruck zeitlich unbegrenzt zulässig ist.
Glühend In einem als „schwer entflammbar“ gekennzeichneten Brandbereich besteht die Fähigkeit von Teilen der Struktur und Ausrüstung, der thermischen Einwirkung einer „Normalflamme“ 15 Minuten lang standzuhalten. Bei Werkstoffen und Bauteilen, die der Brandbegrenzung in einem bestimmten Brandraum dienen, bezeichnet die Bezeichnung „feuerfest“ die Fähigkeit des Werkstoffs, in dem dem Verwendungszweck entsprechenden Ausmaß der bei einem länger andauernden Brand auftretenden Temperatur standzuhalten die höchste Intensität in jeder Zone mindestens so gut wie Stahl. Bei Rohren und anderen Ausrüstungsteilen bedeutet die Bezeichnung „feuerfest“ die Fähigkeit des Materials, der bei einem Brand entstehenden Temperatur mindestens so gut standzuhalten wie Stahl, sofern dies für den Verwendungszweck angemessen ist.
Feuerfest In einem als „feuerbeständig“ gekennzeichneten Brandbereich besteht die Fähigkeit von Teilen der Struktur und Ausrüstung, der thermischen Einwirkung einer „Standardflamme“ für 5 Minuten standzuhalten. Unter der Bezeichnung „Feuerfest“ versteht man bei Blechen und Bauteilen die Fähigkeit des Werkstoffes, der im Brandfall entstehenden Temperatur mindestens so gut zu widerstehen, wie es dem Verwendungszweck entspricht, wie bei Al-Legierungen und in Rohren für Flüssigkeiten , andere Teile von Systemen mit brennbaren Flüssigkeiten, elektrische Leitungen, Stopps und Motorsteuerungen beeinträchtigen die Fähigkeit, ihre jeweiligen Funktionen bei den Temperaturen und außergewöhnlichen Bedingungen zu erfüllen, die während eines Brandes an einem bestimmten Ort auftreten.
Hartnäckig Ein Material, das die Verbrennung nicht so unterstützt, dass sich die Flamme nach der Entfernung des Materials vom Brennort unbegrenzt ausbreitet, wird als nicht brennbar definiert.

V. Verwendete Symbolik

B Oberflächentiefe [m]
CY Auftriebskoeffizient [-]
P Leistung, allgemein [N]
S Fläche, im Allgemeinen [m2]
Allgemeine Geschäftsbedingungen horizontale Heckflächen
SOP vertikale Heckflächen
SAllgemeine Geschäftsbedingungen VOP-Bereich [m2]
SSOP SOP-Bereich [m2]
W- durchschnittliche Flächenbetriebslast [Pa]
W Größe der spezifischen lokalen Belastung der Oberfläche [Pa]
D proportionale Verformung [%]
G G = MTOM*g [N] Gewicht des Flugzeugs bei maximalem Abfluggewicht

 

TITEL A – ALLGEMEINES

1. Zweck

Diese Bauordnung legt die Mindestanforderungen an die Lufttüchtigkeit für aerodynamisch gesteuerte Ultraleichtflugzeuge fest, die erfüllt sein müssen, damit der Einsatz des UL-Flugzeugs für den festgelegten Zweck problemlos ist und die Sicherheit des Flugverkehrs sowie die Sicherheit von Flugzeugen nicht gefährdet Dritte.

UL 2 § 1 Anwendbarkeit

Diese Lufttüchtigkeitsanforderungen gelten für aerodynamisch gesteuerte UL-Flugzeuge.

1. dessen Abfluggewicht einschließlich Rettungssystem 600 kg nicht überschreitet und

2. deren Mindestgeschwindigkeit VSO Sie beträgt nach UL 2 § 49 nicht mehr als 83 km/h (CAS).

UL-Flugzeuge sind nur für nicht-akrobatische Flüge zugelassen, darunter:

1. jede für den normalen Flug erforderliche Drehung,

2. Flugmodi mit einer Abweichung von max. ±30° vom Horizont um die Querachse, inklusive Sturzpräventionstraining,

3. Scharfe Kurven mit einer Neigung von bis zu 60°.

 

UNTERABSCHNITT B – FLUGLEISTUNG und EIGENSCHAFTEN

I. Im Allgemeinen

UL 2 § 21 Beibehaltung einer Lizenz

Jede Anforderung dieses Kapitels muss durch eine Musterflugzeugprüfung für die ungünstigsten Kombinationen von Gewicht und Lage des Schwerpunkts in ihrem gesamten Bereich nachgewiesen werden.

Sofern nicht anders angegeben, muss für alle Konfigurationen, in denen das Flugzeug betrieben wird, ein Zertifikat erstellt werden.

Warning:

Unterabschnitt B listet nicht alle Flugtests auf, die zur Erfüllung der Zertifizierungsanforderungen erforderlich sind. Die zuständige Behörde hat das Recht, den Umfang der Flugversuche festzulegen.

Hinweise zu Punkt UL 2 § 21:

1. Testfluginstrumentierung

a. Für die Tests sollte das Flugzeug mit geeigneten Geräten ausgestattet sein, die eine einfache Durchführung der erforderlichen Messungen und Beobachtungen ermöglichen.
b. In der Anfangsphase des Testprogramms muss die Genauigkeit der Instrumente und ihrer Korrekturkurven ermittelt werden. Besonderes Augenmerk sollte auf fehlerhafte Daten des Tachosystems gelegt werden, wobei die entsprechende Konfiguration des Flugzeugs berücksichtigt werden muss.

2. Die folgenden Bodentests müssen vor Flugtests durchgeführt werden:

a. Motortestlauf.
b. Messung der maximalen Ausschläge von Steuerflächen, Querrudern, Klappen und deren Steuerelementen.
c. Wiegen des Flugzeugs und Bestimmen der Betriebspositionen des Schwerpunkts.

3. Funktionstests

Alle Bodenfunktionstests müssen vor Beginn der Flugtests durchgeführt werden.

UL 2 § 23 Begrenzung der Lastverteilung

1. Die Gewichtsbereiche und Schwerpunktlagen, in denen der sichere Betrieb des Luftfahrzeugs gewährleistet sein soll, sind vom Antragsteller festzulegen.

2. Der Bereich der Schwerpunktpositionen darf nicht kleiner sein als der, der dem Gewicht jedes Besatzungsmitglieds entspricht, im Bereich vom Mindestgewicht von 70 kg für den Piloten allein bis zum angegebenen Höchstgewicht für Pilot und Passagier, immer mitgenommen Berücksichtigen Sie die ungünstigste Verteilung von Treibstoff und Gepäck. Das angegebene maximale Gewicht einer Person darf bei einem einsitzigen Flugzeug 110 kg und bei einem zweisitzigen Flugzeug 2x100 kg nicht unterschreiten (siehe Hinweis in UL 2 § 25).

UL 2 § 25 Gewichtsbeschränkung – Maximalgewicht

Das maximale Gewicht muss dabei ermittelt werden

1. darf nicht höher sein als:

a. das höchste vom Antragsteller vorgeschlagene Gewicht,
b. maximales Auslegungsgewicht, das das höchste Gewicht ist, für das ein Zertifikat unter Berücksichtigung aller Lastfälle und aller Flugleistungsanforderungen aufrechterhalten wird, und
c. war nicht geringer als das Gewicht, bestehend aus dem Gewicht des leeren Flugzeugs mit der erforderlichen Mindestausrüstung, dem Mindestgewicht der Besatzungsmitglieder von 110 kg bei einem einsitzigen Flugzeug oder dem Mindestgewicht der Besatzungsmitglieder von 200 kg bei einem zweisitzigen Flugzeug Flugzeug und der Treibstoffvorrat pro Flugstunde bei maximaler Dauermotorleistung.

Warning:

1. Das Gewicht des Besatzungsmitglieds darf für den Festigkeitsnachweis nicht weniger als 100 kg betragen.

2. Die maximale Kraftstoffmenge und eventuelle Zusatzausrüstungen sind zu berücksichtigen (Gewichtszunahme bei Gerätewechsel, Reparaturen etc. beachten)

UL 2 § 29 Gewicht des leeren Flugzeugs und die entsprechende Lage des Schwerpunkts

1. Das Gewicht des leeren Flugzeugs und die entsprechende Lage des Schwerpunkts müssen durch Wiegen des Flugzeugs ermittelt werden mit:

a. eine fest eingebaute Last,
b. erforderliche Mindestausrüstung,
c. Unbrauchbare Kraftstoffmenge,
d. und falls es verwendet wird, mit der maximalen Ölmenge,
e. und ggf. mit Hydraulikflüssigkeit,
f. und falls verwendet, mit Motorkühlmittel,
g. und bei eingefahrenem Fahrwerk, wenn das Einfahren des Fahrwerks eine Änderung der Schwerpunktlage bewirkt,

aber ohne

h. Gewicht des/der Besatzungsmitglied(er), a
i. das Gewicht anderer leicht abnehmbarer Teile der Ladung.

2. Die Konfiguration des Luftfahrzeugs bei der Bestimmung des Gewichts des leeren Luftfahrzeugs muss genau definiert und jederzeit leicht abrufbar sein.

3. Dem Gewichtsbericht ist eine Ausstattungsübersicht beizufügen, die die Ausstattung beschreibt (z. B. Reifengröße, Radkappen, Treibstoffmengen etc.) und eine Ausstattungsübersicht, die alle festen Ausstattungselemente (z. B. Avionik, Zusatzheizung), Schleppausrüstung auflistet falls vorhanden usw.). Für die Gewichtsmeldung sind die Schwerpunktlage des leeren Flugzeuges und der Bereich der Betriebsschwerpunktlagen für die äußerste vordere und hinterste Schwerpunktlage zu ermitteln.

II. Flugleistung

UL 2 § 45 Im Allgemeinen

Der Nachweis der Einhaltung der Anforderungen dieses Kapitels an die Flugleistung muss für das Höchstgewicht erbracht werden und sich auf keinen Wind und normale atmosphärische Bedingungen in der Höhe Null der internationalen Standardatmosphäre (im Folgenden als MSA bezeichnet) beziehen.

UL 2 § 49 Fallgeschwindigkeit

1. VSO ist die Strömungsabrissgeschwindigkeit (CAS), sofern sie im Flug erreichbar ist, oder die minimale konstante Geschwindigkeit, bei der das Flugzeug bei Leerlauf (Einlass geschlossen) oder abgeschaltetem Triebwerk noch kontrollierbar ist. Maßgeblich ist die Konfiguration, die den größeren Wert von V aufweistSOnehmen

a. Das Flugzeug befindet sich in der Landekonfiguration a
b. das Gewicht dem Höchstgewicht entspricht und die Lage des Schwerpunkts in der ungünstigsten Position des zulässigen Bereichs liegt.

2. VS1 ist die Strömungsabrissgeschwindigkeit (CAS), sofern im Flug erreichbar, oder die niedrigste konstante Geschwindigkeit, bei der das Flugzeug noch steuerbar ist, bei der das Triebwerk im Leerlauf läuft (Einlass geschlossen) oder abgeschaltet ist

a. Das Flugzeug befindet sich in der Konfiguration, die es während des Tests beibehält, in dem Geschwindigkeit V verwendet wirdS1 a
b. das Gewicht dem Höchstgewicht entspricht und die Lage des Schwerpunkts in der ungünstigsten Position des zulässigen Bereichs liegt.

3. VSO und VS1 muss durch Flugversuche gemäß den Anforderungen gemäß Punkt UL 2 § 201 ermittelt werden.

UL 2 § 51 Start

Die Startlänge muss für einen Start aus dem Ruhezustand bis zu einer Höhe von 15 m aus trockenem, flachem und kurz geschnittenem Gras bei maximalem Gewicht und bei Windstille ermittelt werden. Sie kann maximal 450 m betragen.

Hinweis:
Die im Flughandbuch angegebene Startlänge ist als Mittelwert aus sechs Probeflügen zu ermitteln.

UL 2 § 65 Klettern

Die beste Steiggeschwindigkeit muss, nach Korrektur für MSA-Nullhöhenbedingungen, sein mit:

a. maximale Startleistung,
b. bei eingefahrenem Fahrwerk,
c. maximales Abfluggewicht, a
d. Klappen in der für den Steigflug vorgeschriebenen Position und ohne Überschreitung einer festgelegten Temperaturbegrenzung, höher als 1,5 m/s.

III. Handling und Agilität

UL 2 § 143 Im Allgemeinen

1. Das Luftfahrzeug muss sicher kontrollierbar und manövrierfähig sein, wenn:

a. Start mit maximaler Startleistung,
b. klettern,
c. Horizontalflug,
d. Abstieg,
e. Landung bei laufendem und ausgeschaltetem Motor, a
f. Plötzliches Abstellen des Motors.

2. Das Luftfahrzeug muss in der Lage sein, unter allen wahrscheinlichen Flugbedingungen einen reibungslosen Übergang von einer Flugposition in eine andere (einschließlich Kurven, sofern diese aufgrund der Konfiguration möglich sind) durchzuführen, ohne dass besondere Anforderungen an die Fähigkeiten, die Aufmerksamkeit und die Kraft des Piloten gestellt werden des Piloten und ohne das Risiko, dass bei jeder zulässigen Änderung der Triebwerksleistung oder bei jedem plötzlichen Stillstand die betrieblichen Vielfachen überschritten werden. Geringfügige Abweichungen von empfohlenen Vorgehensweisen dürfen nicht zu einer unsicheren Flugsituation führen.

3. Jede während der Flugtests, die zum Nachweis der Einhaltung der Flugleistungsanforderungen erforderlich sind, beobachtete abnormale Flugleistung sowie alle erheblichen Änderungen der Flugleistung aufgrund von Regen müssen für alle zulässigen Triebwerksbetriebsarten überprüft werden.

4. Erscheinen die vom Piloten geforderten Kräfte unangenehm hoch, muss die Einhaltung der Grenzwerte der Pilotenkräfte durch quantitative Tests nachgewiesen werden. Die Kräfte des Piloten dürfen auf keinen Fall die in der folgenden Tabelle aufgeführten Maximalwerte für die normale Lenkung um die drei Achsen überschreiten. Diese Anforderungen müssen für alle zulässigen Motorbetriebsarten erfüllt sein.

Höhenkontrolle seitliche Lenkung Richtungskontrolle Landeklappen, Fahrwerk
[Steuer] [Steuer] [Steuer] [Steuer]
a) kurzfristige Aktivität 20 10 40 10
b) längerfristige Aktivität 2 1,5 10

5. Die dem Piloten zur Verfügung stehenden Ausschläge der Steuerflächen und Hilfsruder dürfen durch die elastische Dehnung des Steuersystems keinesfalls so weit reduziert werden, dass das UL-Flugzeug schwer zu steuern wäre.

Hinweis:
Bei der Lenkung durch Veränderung der Schwerpunktlage und anderen unkonventionellen Lenkmethoden, bei kurzzeitigen Einwirkungen auf die Steuerelemente (z. B. Falltür) muss ein durchschnittlich körperlich fitter Pilot in der Lage sein, die Lenkkräfte zu überwinden, und zwar während Bei längerfristigen Einsätzen dürfen die Lenkkräfte des Piloten nicht übermäßig belastet werden. In diesen Fällen ist eine Rücksprache mit der zuständigen Behörde erforderlich.

UL 2 § 145 Höhenkontrolle

1. Bei jeder Geschwindigkeit unter 1,3 VS1 Die Neigung der Längsachse muss durch die Höhensteuerung so verändert werden können, dass das Flugzeug schnell wieder eine Geschwindigkeit von 1,3 V erreichtS1.

Testbedingungen: Alle möglichen Flugzeugkonfigurationen und Triebwerksmodi, wobei das Flugzeug bei 1,3 V ausgeglichen istS1 (sofern die Bilanzierung berücksichtigt wird).

2. Es muss möglich sein, die Konfiguration (Fahrwerk, Klappen, Motorbetriebsarten usw.) im gesamten Bereich des Wendebereichs zu ändern, ohne dass besondere Fähigkeiten des Piloten erforderlich sind und ohne dass die angegebenen Lenkkräfte gemäß Punkt UL 2 überschritten werden § 143.

3. Bei Geschwindigkeit VDF Das Flugzeug muss bei allen zulässigen Schwerpunktlagen und Triebwerksbetriebsarten sicher aus dem Steilflug entfernt werden können.

UL 2 § 147 Quer- und Richtungssteuerung

Bei ausreichender Lenkeinwirkung muss es möglich sein, innerhalb von 30 Sekunden von einer 5°-Kurve in eine Kurve in die entgegengesetzte Richtung zu wechseln. Die Drehung muss mit einer Geschwindigkeit von 1,3 V erfolgenS1 und ggf. mit ausgefahrenem Fahrwerk und ausgefahrenen Landeklappen.

UL 2 § 155 Kraft aus der Höhenkontrolle während des Manövers

Das Flugzeug muss solche Höhenruderkräfte aufweisen, die in einer Kurve oder bei einer Kurvenfahrt mit konstanter Geschwindigkeit bei allen Geschwindigkeiten, bei denen die erforderliche Normalbeschleunigung ohne Strömungsabriss erreicht werden kann, gleichzeitig mit ausgefahrenen Klappen und bei Verwendung sogar um ein Vielfaches zunehmen bei eingefahrenem Fahrwerk.

Bei Luftfahrzeugen, die durch Änderung der Schwerpunktlage und andere unkonventionelle Steuerungsmethoden gesteuert werden, ist die zur Ableitung der Betriebslast erforderliche Steuerkraft mit der zuständigen Behörde abzusprechen.

UL 2 § 161 Auswuchten

Die Geschwindigkeiten zur Erreichung eines ausgeglichenen Gleichgewichtszustandes um alle drei Achsen müssen zwischen 1,3V liegenS1 und 2,0 VS1 für alle Motorbetriebsarten und extreme Schwerpunktlagen.

IV. Stabilität

UL 2 § 171 Im Allgemeinen

Das Flugzeug muss die Anforderungen von UL 2 § 173 bis UL 2 § 181 erfüllen. Darüber hinaus muss es unter allen normalen zu erwartenden Betriebsbedingungen über ausreichende Stabilität und ein „Handlinggefühl“ (Glätte beim Handling) verfügen.

UL 2 § 173 Statische Längsstabilität

Für jede Kombination aus Schwerpunktposition, Klappenposition und Motorleistung muss die Steigung der Kraft-zu-Lenk-Geschwindigkeitskurve über den gesamten Geschwindigkeitsbereich von der Mindestgeschwindigkeit bis zur maximal zulässigen Geschwindigkeit positiv sein. Jede signifikante Geschwindigkeitsänderung muss eine vom Piloten deutlich spürbare Änderung der Lenkkraft bewirken.

UL 2 § 177 Quer- und Richtungsstabilität

1. Befindet sich das Flugzeug im gleichmäßigen Geradeausflug, muss jede Auslenkung des Querruders (Querruder) einer Vergrößerung des Gierwinkels entsprechen, wenn die Quer- und Richtungssteuerung allmählich in die entgegengesetzte Richtung ausgelenkt werden. Dieses Verhalten ist möglicherweise nicht direkt proportional.

2. Während einer Gierbewegung darf die Änderung der Lenkkräfte nicht so groß sein, dass die Steuerung des Flugzeugs besondere Fähigkeiten des Piloten erfordert.

UL 2 § 181 Dynamische Stabilität

Alle schnellen Schwankungen, die zwischen der Strömungsabrissgeschwindigkeit und der V-Geschwindigkeit auftretenDF s:

a. frei, a
b. Firmenleitung

 sie müssen stark gedämpft sein.

Diese Anforderungen müssen in allen zulässigen Motorbetriebsarten erfüllt werden.

V. Ziehen

UL 2 § 201 Verhalten beim Strömungsabriss im Geradeausflug

Die Schleppeigenschaften müssen für die maximale vordere und maximale hintere Lage des Schwerpunkts sowie für das maximale und minimale Gewicht gemäß UL-Punkt 2 § 25 geprüft werden.

Tests zum Widerstandsverhalten werden wie folgt durchgeführt:

1. Die anfängliche Horizontalfluggeschwindigkeit wird um ca. 2 km/h pro Sekunde reduziert, bis entweder ein Strömungsabriss erreicht wird, der sich in einem unkontrollierbaren Nicken mit der Nase nach unten oder einem Nicken mit der Nase nach unten und gleichzeitigem Nicken eines Flügels äußert, oder bis Nach der Landung steht der Aufzug an der Haltestelle. Bis zum Erreichen des Strömungsabrisszustandes muss es möglich sein, Gier- und Gierbewegungen durch Lenkeinwirkung, also entsprechende Ruderausschläge, herbeizuführen und zu korrigieren.

2. Beim Wiedereinsetzen in die normale Fluglage muss es möglich sein, eine Schräglage von mehr als 20° bei normaler Betätigung der Steuerung zu verhindern. Das Flugzeug darf keine unkontrollierbare Tendenz zeigen, ins Trudeln zu geraten.

3. Der Höhenverlust vom Beginn des Strömungsabrisses bis zur Wiederaufnahme des Horizontalflugs muss mit normalen Verfahren ermittelt werden.

Hinweis:
Der Strömungsabriss ist die Differenz zwischen der Höhe, in der der Strömungsabriss auftrat, und der Höhe, in der der Horizontalflug wieder erreicht wurde.

4. Der Nachweis über die Einhaltung der Anforderungen der Absätze 1 bis 3 dieses Punktes ist unter folgenden Voraussetzungen zu erbringen:

a. Klappen in allen Positionen,
b. Fahrgestell ein- und ausgefahren,
c. Flugzeug ausgeglichen bei 1,4 VS1 (wenn ein Ausgleich berücksichtigt wird), a
d. Motorleistung

Leerlauf,
75 % der maximalen Dauerleistung, a
Wenn 75 % der maximalen Dauerleistung einen Längsneigungswinkel von mehr als 30° verursachen, kann die Leistungseinstellung auf maximal 50 % der maximalen Dauerleistung reduziert werden.

UL 2 § 203 Ziehen in einer Ecke

1. Bei einem Strömungsabriss in einer sauber geflogenen 30°-Pitchkurve muss es möglich sein, den normalen Horizontalflug wieder aufzunehmen, ohne dass das Flugzeug die Tendenz zeigt, unkontrolliert zu pitchen oder in eine unkontrollierbare Drehung zu geraten.

Hinweis:
Eine Querneigung wird als unkontrollierbar gewertet, wenn sich das Flugzeug um mehr als weitere 30° in Richtung der Kurve neigt.

2. Der Höhenverlust vom Beginn des Strömungsabrisses bis zur Wiederaufnahme des Horizontalflugs muss mit normalen Verfahren ermittelt werden. Diese Anforderung muss unter den in Punkt UL 2 § 201, Absatz 4.a vorgeschriebenen Bedingungen erfüllt werden. bis 4.d.

UL 2 § 207 Warnung vor Luftwiderstand

1. Das Flugzeug muss keine Stallwarnung geben, wenn während eines Strömungsabrisses aus dem Direktflug:

a. Es ist möglich, durch seitliche Steuerung ein Gieren auszulösen und zu korrigieren, während die Richtungssteuerung in der neutralen Position gehalten wird.
b. Es gibt keinen nennenswerten Abfall der Auflagefläche, wenn die Ruder- und Giersteuerung in Neutralstellung gehalten wird.

2. Ein Luftfahrzeug, das die Bedingungen gemäß Absatz 1 nicht erfüllt:

a. muss klar und deutlich vor einem Strömungsabriss warnen, sowohl im Geradeausflug als auch in der Kurve, wobei sich Landeklappen und Fahrwerk in jeder normalen Position befinden,
b. darf bei normaler Betriebsgeschwindigkeit keine Strömungsabrisswarnung geben, die Warnung muss jedoch rechtzeitig vor Erreichen der Strömungsabrisskonfiguration erfolgen, damit der Pilot das Flugzeug wieder in den Horizontalflug bringen kann, und
c. Die Strömungsabrisswarnung kann entweder durch inhärente aerodynamische Eigenschaften (z. B. Erschütterung) oder durch eine Vorrichtung erfolgen, die den Strömungsabriss deutlich signalisiert.

VI. Verhalten am Boden

UL 2 § 233 Richtungsstabilität und Kontrollierbarkeit

Bei jeder Geschwindigkeit, die bei der Bewegung des Luftfahrzeugs am Boden zu erwarten ist, darf kein unkontrollierbares Verhalten auftreten und das Luftfahrzeug muss während des Rollens über eine ausreichende Richtungskontrolle verfügen.

UL 2 § 234 Start und Landung bei Seitenwind

Es muss geprüft werden, ob das Flugzeug bei Seitenwind sicher starten und landen kann. Basierend auf den Ergebnissen dieser Tests werden im Flughandbuch die Bedingungen für den Seitenwindbetrieb festgelegt.

VII. Besondere Anforderungen an die Betriebsbedingungen

UL 2 § 251 Vibration und Flattern

Bei allen Geschwindigkeiten bis VDF An keinem Teil des Flugzeugs dürfen übermäßige Vibrationen auftreten. Darüber hinaus darf unter normalen Flugbedingungen kein so heftiges Flattern auftreten, dass die Kontrolle über das Flugzeug beeinträchtigt wird, die Besatzung übermäßig ermüdet oder die Struktur beschädigt wird. Ein Flattern, das vor Überdehnung warnt, ist innerhalb der angegebenen Grenzen akzeptabel. Diese Anforderung muss bei stehendem und laufendem Motor in allen zulässigen Motorbetriebsarten erfüllt werden.

 

TITEL C – STÄRKE

I. Im Allgemeinen

UL 2 § 301 Last

1. Die Festigkeitsanforderungen werden in Form der Betriebslast (höchste zu erwartende Belastung im Betrieb) und der numerischen Belastung (Betriebslast multipliziert mit den vorgeschriebenen Sicherheitsfaktoren) ermittelt. Sofern nicht anders angegeben, handelt es sich bei den in der Verordnung genannten Lasten um Betriebslasten.

2. Sofern nicht anders angegeben, werden Luft- und Bodenlasten immer mit Trägheitskräften ausgeglichen, wobei alle größeren Einzelgewichte des Flugzeugs berücksichtigt werden. Lasten müssen so verteilt werden, dass diese Verteilungen entweder den tatsächlichen Gegebenheiten entsprechen oder sich diesen auf der sicheren Seite annähern.

3. Wenn sich die Verteilung der äußeren Last und der inneren Kräfte aufgrund von Verformungen unter Last erheblich ändert, muss eine solche neue Verteilung in Betracht gezogen werden.

UL 2 § 303 Sicherheitsfaktor

1. Sofern nicht anders angegeben, muss ein Sicherheitsfaktor von 1,5 verwendet werden.

2. Der Sicherheitsfaktor muss mit einem zusätzlichen Sicherheitsfaktor multipliziert werden, wenn:

a. Es besteht Unsicherheit über die Festigkeit des Bauteils (Teils),
b. Mit einem Festigkeitsverlust muss rechtzeitig bis zum Austausch gerechnet werden,
c. Aufgrund unbekannter Herstellungs- und Prüfmethoden liegen keine genauen Festigkeitswerte vor.

Die Höhe dieses zusätzlichen Sicherheitsfaktors ist, sofern im Folgenden nichts anderes angegeben ist, für jeden Typ separat zu ermitteln. Die erforderliche Zeit bis zum Austausch dieser Teile (Teile) ist im technischen Betriebshandbuch angegeben.

d. Der zusätzliche Sicherheitsfaktor wird hauptsächlich bestimmt für:

i. jedes Teil, das Spiel hat (gilt nicht für Pressen) und einer Stoßbeanspruchung oder Vibration ausgesetzt ist,
ii. Ruderscharniere (ausgenommen Wälz- und Gelenklager),
iii. Lager (Gelenke) in Deichsellenkungen, die einer Winkelbewegung unterliegen (ausgenommen Wälz- und Gelenklager), und
iv. Lager (Gelenke) im Kabelmanagement.

Gebrauchsanleitung Zusätzlicher Sicherheitsfaktor Der resultierende Sicherheitsfaktor fU
Verbindungen (Schersitz) mit Spiel, belastet durch Stoßbeanspruchung oder Vibrationen 2,0 fU = 2,0 * 1,5 = 3,0
Ruderscharniere (außer Wälz- und Gelenklager) 4,44 fU = 6,67
Lager (Gelenke) in der Spurstangensteuerung 2,2 fU = 3,30
Lager (Gelenke) im Kabelmanagement 1,33 fU = 2,0
Gussteile 2,0 fU = 1,5 * 2,0 = 3,0
Beschläge – gilt für
– alle Armaturen,
– alle Befestigungselemente,
– Pressen (für feste Montage)
1,15 fU = 1,5 * 1,15 = 1,725
Sicherheitsgurte und Sitze 1,33 fU = 1,5 * 1,33 = 2,0

Die steigenden Koeffizienten werden im Falle eines Festigkeitsnachweises angewendet, der numerisch (nicht durch Prüfung) durchgeführt wird, mit Ausnahme von Sicherheitsgurten und Sitzen.

Interpretation der Verwendung zusätzlicher Faktoren für Verbundstrukturen:
Der Sicherheitsfaktor f für Verbundkonstruktionen liegt im Bereich von 1,5 bis 2,25, also einem Steigerungsfaktor von 1 bis 1,5.

Die Verwendung des Erhöhungsfaktors hängt ab von:

eine Komponente oder ein Teil, auf das es angewendet werden soll,
b. Genauigkeit der Berechnungen und deren Zuverlässigkeit,
c. eingereichte Tests von Verbundwerkstoffproben und deren Ergebnisse, a
d. Überprüfung der Produktion, Kontrollverfahren und Erfahrung des Herstellers.

Über die Anwendung des entsprechenden Sicherheitsfaktors entscheidet die Technische Kommission in Zusammenarbeit mit dem Chefingenieur und dem fachkundigen Projektgegner. Bei Amateurkonstruktionen entscheiden der Cheftechniker und der Bauüberwachungstechniker über die Verwendung des Koeffizienten.

UL 2 § 305 Festigkeit und Verformung

1. Die Struktur muss in der Lage sein, Betriebslasten ohne bleibende Verformungen zu übertragen. Bei allen Belastungen bis zur Betriebslast dürfen die resultierenden Verformungen den sicheren Betrieb nicht beeinträchtigen. Dies gilt vor allem für Steuerungssysteme.

2. Die Struktur muss in der Lage sein, die numerische Last mindestens 3 Sekunden lang ohne Ausfall zu tragen. Die Drei-Sekunden-Grenze gilt jedoch nicht, wenn die Festigkeitsprüfung durch einen dynamischen Test erfolgt, bei dem reale Belastungszustände nachgewiesen werden.

UL 2 § 307 Nachweis der strukturellen Festigkeit

1. Die Einhaltung der Festigkeits- und Verformungsbedingungen gemäß Punkt UL 2 § 305 ist für alle kritischen Lastfälle nachzuweisen. Ein theoretischer, zahlenmäßiger Nachweis kann nur dann anerkannt werden, wenn bei der gewählten Bauart erfahrungsgemäß bekannt ist, dass die verwendeten Berechnungsmethoden verlässliche Ergebnisse liefern. Andernfalls muss eine Festigkeitsprüfung durchgeführt werden.

2. Bestimmte Teile der Struktur müssen gemäß Kapitel D dieser Verordnung nachgewiesen werden.

Warning:
Unterabschnitt C listet nicht alle Festigkeitsanforderungen für das Zertifikat auf.

II. Fluglasten

UL 2 § 321 Im Allgemeinen

1. Flugmultiplikatoren ergeben sich aus dem Verhältnis der Luftwaffenkomponente, die senkrecht zur Flugbahn des Flugzeugs wirkt, zum Gewicht des Flugzeugs. Bei einem positiven Vielfachen ist die Luftwaffe relativ zum Flugzeug nach oben ausgerichtet.

2. Für alle möglichen Gewichts- und Zentrierkombinationen ist ein Nachweis über die Einhaltung der Fluglastanforderungen zu führen.

UL 2 § 331 Symmetrische Flugbedingungen

1. Bei der Bestimmung der Flügellasten sowie der Schwer- und Trägheitslasten unter symmetrischen Flugbedingungen gemäß UL 2 § 333 bis UL 2 § 345 müssen die entsprechenden Ausgleichslasten auf den Höhenleitwerksflächen berücksichtigt werden, um den tatsächlichen Bedingungen zu entsprechen oder auf der sicheren Seite zu sein.

2. Die Belastungszunahme der Höhenleitwerksflächen bei Kurvenfahrten (bei Betätigung der Ruder) muss durch die Drehbeschleunigungskräfte des Flugzeuges so ausgeglichen werden, dass sie den tatsächlichen Verhältnissen entspricht bzw. auf der sicheren Seite liegt .

3. Bei der Ermittlung der unter den vorgeschriebenen Bedingungen auftretenden Belastung (Umsatzverhältnis) wird davon ausgegangen, dass diese durch eine plötzliche Änderung des Anstellwinkels bei Beibehaltung der Fluggeschwindigkeit verursacht wird. Winkelbeschleunigungen müssen nicht berücksichtigt werden.

4. Die zur Ermittlung der Belastungszustände erforderlichen aerodynamischen Werte müssen durch Versuche, Berechnungen oder sichere Schätzungen belegt sein.

a. Wenn keine genaueren Daten verfügbar sind, kann der größte negative Auftriebskoeffizientenwert für starre Tragflächen in normaler Konfiguration von –0,8 verwendet werden. Bei nicht biegesteifen Tragflächen ist eine Rücksprache mit der zuständigen Behörde erforderlich.
b. Wenn der Kippmomentkoeffizient C beträgtmo kleiner als ±0,025 muss der C-Faktor für die Flügel- und Heckflächen verwendet werdenmo mit einem Wert von mindestens ±0,025.

III. Flugbereich der Betriebsmultiplikatoren (Vn-Diagramm)

UL 2 § 333 Im Allgemeinen

1. Die Einhaltung der strukturellen Festigkeitsanforderungen muss für alle Kombinationen von Fluggeschwindigkeiten und Lastmultiplikatoren auf der Grenzkurve und innerhalb der in den Absätzen 2 und 3 dieses Abschnitts beschriebenen Lastumschläge nachgewiesen werden.

2. Umkehrhülle (siehe Abb. 1)

Aufbau:
Klappen in Flugstellung (siehe Abb. 1).

3. Böenumschlag (siehe Abb. 2)

Aufbau:
Klappen in Flugstellung (siehe Abb. 2).

a. Bei Auslegungsgeschwindigkeit VB Das UL-Flugzeug muss einer positiven Böe (nach oben) und einer negativen Böe (nach unten) bis zu 15 m/s standhalten können, die senkrecht zur Flugbahn wirkt.
b. Bei Auslegungsgeschwindigkeit VD Das UL-Flugzeug muss einer positiven Böe (nach oben) und einer negativen Böe (nach unten) bis zu 7,5 m/s standhalten können, die senkrecht zur Flugbahn wirkt.

UL 2 § 335 Bemessungsfluggeschwindigkeiten

Die folgenden Auslegungsfluggeschwindigkeiten sind äquivalente Fluggeschwindigkeiten (EAS).

1. Bestimmen Sie die Manövriergeschwindigkeit VA

Wo:
VS1  = spezifizierte konstruktionsbedingte Strömungsabrissgeschwindigkeit bei maximalem Konstruktionsgewicht, eingefahrenen Klappen und Motor im Leerlauf.

2. Bestimmen Sie die Fluggeschwindigkeit mit ausgefahrenen Klappen VF

In allen Landekonfigurationen darf kein V vorhanden seinF kleiner als der größere der beiden folgenden Werte:

ein. 1,4 V.S1, wo VS1 ist die berechnete Strömungsabrissgeschwindigkeit bei eingefahrenen Klappen und maximalem Gewicht,
b. 1,8 V.SF, wo VSF ist die berechnete Strömungsabrissgeschwindigkeit bei voll ausgefahrenen Klappen und maximalem Gewicht.

3. Maximale bauartbedingte Geschwindigkeit VD

Die maximale Auslegungsgeschwindigkeit kann vom Konstrukteur gewählt werden, sie darf jedoch nicht kleiner als der größere der folgenden Werte sein:

ein. 1,2 V.H, wo VH ist die maximale Horizontalfluggeschwindigkeit bei maximaler anhaltender Triebwerksleistung,
b. 1,5 V.A gemäß Absatz 1.

4. Auslegungsgeschwindigkeit bei starker Böe VB

Die maximale Auslegungsgeschwindigkeit bei starker Böe kann vom Konstrukteur gewählt werden, aber:

a. darf nicht kleiner als V seinA herunter ,ein
b. muss nicht größer als 0,9 V seinH, wo VH (EAS) ist die maximale Horizontalfluggeschwindigkeit bei maximaler anhaltender Triebwerksleistung.

UL 2 § 337 Betriebsumsatzmultiplikatoren

Betriebsumsatzmultiplikatoren gemäß Umsatzhülle (siehe Abb. 1) müssen mindestens folgende Werte haben:

n1 + 4,0
n2 + 4,0
n3 - 1,5
n4 - 2,0

Negative Betriebsumdrehungen für UL-Flugzeuge mit nicht starren Tragflächen, die nur begrenzt in der Lage sind, eine negative Beschleunigung im Flug aufrechtzuerhalten, müssen mit der zuständigen Behörde konsultiert werden.

Die Verformung von nicht starren Tragflächenprofilen kann zu erheblichen Änderungen in der Nutzung des Wendebereichs führen, sodass Punkt A unterhalb der Geschwindigkeit V nicht erreichbar istD. Wenn solche Fälle nachgewiesen werden, kann der Betriebsmultiplikator auf den höchsten erreichbaren Multiplikator unterhalb der V-Geschwindigkeit reduziert werdenD.

UL 2 § 341 Böen-Vielfache von Windungen

Liegt keine genauere, den tatsächlichen Verhältnissen entsprechende Berechnung vor, müssen die Böenmultiplikatoren wie folgt berechnet werden:

Wo:
U = Böengeschwindigkeit [m/s]
V = Fluggeschwindigkeit [m/s]
a = Steigung der Auftriebslinie des Flugzeugs [1/rad]
g         = Erdbeschleunigung [m/s2]
S = Flügelfläche [m2]
lm = geometrische mittlere Sehne [m]
r0       = Luftdichte auf Meereshöhe [kg/m3] R0 = 1,225 kg / m3
r = Luftdichte [kg/m3]
m = Gewicht des Flugzeugs [kg]
k = Minderungsfaktor, der wie folgt bestimmt wird:

Dabei ist μ das relative Massenverhältnis des Flugzeugs, das wie folgt berechnet wird:

Es ist nicht notwendig, dass der Wert von n, der durch die obige Beziehung bestimmt wird, größer ist als:

UL 2 § 345 Lasten mit ausgefahrenen Klappen

1. Wenn das Flugzeug Klappen hat, muss ein positiver Betriebsfaktor von 2,0 berücksichtigt werden; unter Berücksichtigung der Klappenpositionen von „eingefahren“ bis „maximaler positiver Ausschlag“ und Geschwindigkeiten bis zur Auslegungsgeschwindigkeit VF.

2. Es ist zu berücksichtigen, dass das Flugzeug die Bedingungen der Punkte UL 2 § 321 und UL 2 § 331 sowie der Punkte UL 2 § 333 bis UL 2 § 337 erfüllt, wenn sich die Klappen in der Position „eingefahren“ bis „maximaler negativer Ausschlag“ befinden ".

UL 2 § 361 Motorbettlast

1. Das Motorbett und seine Befestigung müssen für folgende Lastfälle ausgelegt sein:

a. Betriebsdrehmomentbelastung durch den Propeller, die der Startleistung und den jeweiligen Propellerumdrehungen bei gleichzeitiger Aufbringung von 75 % der Betriebslast aus Fall A gemäß Punkt UL 2 § 333 entspricht.
b. Betriebsdrehmomentbelastung durch den Propeller, die der maximalen Dauerleistung und den jeweiligen Propellerumdrehungen bei gleichzeitiger Aufbringung der Betriebslast aus Fall A gemäß Punkt UL 2 § 333 entspricht.

2. Bei herkömmlichen Kolbenmotoren mit direktem („hartem“) Propellerantrieb wird das Betriebsdrehmoment des in Absatz 1 oben verwendeten Motors berechnet, indem das mittlere (durchschnittliche) Drehmoment mit dem entsprechenden Faktor gemäß der folgenden Tabelle multipliziert wird:

Zweitaktmotor Viertaktmotor
1 Zylinder 6,0 8,0
2 Zylinder 3,0 4,0
3 Zylinder 2,5 3,0
4 Zylinder 1,5 2,0
5 oder mehr Zylinder 1,33 1,33

Hinweis:
Der Begriff „harte“ Übertragung bedeutet Direktantrieb, Zahnrad- oder Riemenantrieb. Für andere Antriebsarten (z. B. Fliehkraftkupplung) und unkonventionelle Motoren ist der entsprechende Koeffizient mit der zuständigen Behörde abzustimmen.

UL 2 § 363 Querbelastung des Motorbetts

Das Motorbett und seine Lagerung müssen für eine Seitenlast mit einem Betriebsfaktor von mindestens einem Drittel des Betriebsfaktors vom Hüllkurvenpunkt A (1/3 n1) ausgelegt sein.

IV. Steuerflächen und Steuersysteme

UL 2 § 395 Managementsysteme

Alle Teile der Hauptsteuerung zwischen Anschlag und Steuerfläche müssen für eine Belastung ausgelegt sein, die mindestens 125 % der Steuerflächenbelastung nach Punkten UL 2 § 423 und UL 2 § 441 sowie nach Punkt UL entspricht 2 § 455.

In keinem Fall darf die Belastung in irgendeinem Teil des Systems weniger als 60 % der Kräfte des Piloten gemäß Punkt UL 2 § 397 betragen.

UL 2 § 397 Belastung durch Kräfte des Piloten

Alle Steuerungssysteme zur direkten Steuerung des Luftfahrzeugs um seine Längs-, Quer- oder Hochachse (Hauptsteuerungssystem) und andere Steuerungssysteme, die das Verhalten des Luftfahrzeugs im Flug beeinflussen, sowie deren Montage- oder Stützpunkte müssen entsprechend ausgelegt sein die Anschläge (letzte Verbindung) auf die Betriebslasten, die in der Krafttabelle vom Piloten definiert sind.

Bei nichtkonventionellen Steuersystemen (z. B. Seitensteuerknüppelsteuerung) können von der zuständigen Behörde geringere Pilotenkräfte zugelassen werden, wenn nachgewiesen werden kann, dass die in der Tabelle aufgeführten Kräfte nicht genutzt werden können.

Management Einwirkende Kraft [daN] Methode der Krafteinleitung
(unter der Annahme, dass nur ein Steuerknüppel verwendet wird)
Höhenkontrolle 35 Durch Ziehen und Drücken des Steuerhebels
Seitliche Lenkung 20 Seitliche Bewegung des Steuerknüppels
Lenkung und andere fußbetätigte Bedienelemente 90 Durch Vorwärtstreten des Pedals (Richtungssteuerung).

Die Lenkung zum Wenden muss für eine Belastung von 90 daN pro Pedal bei gleichzeitiger Wirkung auf beide Vorwärtspedale ausgelegt sein.

UL 2 § 399 Duales Kontrollsystem

Die Doppelsteuerung muss für folgende Belastungen ausgelegt sein:

a. Gleichzeitige Aktion beider Piloten in die gleiche Richtung a
b. gleichzeitige Aktion beider Piloten in die entgegengesetzte Richtung,

Dabei werden für beide Piloten 75 % der in Punkt UL 2 § 397 genannten Kräfte berücksichtigt.

UL 2 § 405 Sekundäre Managementsysteme

Sekundäre Steuersysteme, z. B. zum Aus- oder Einfahren des Fahrwerks, Klappensteuerung, Balance usw., müssen für die zu erwartenden maximalen Kräfte ausgelegt sein, die der Pilot ausüben kann.

Hinweis:
Bemessungskräfte bei Einwirkung auf Hände oder Füße dürfen nicht kleiner sein als:

a. für Räder, Griffe usw. mit Finger- oder Handsteuerung P = 15 daN,
b. für Hebel und Räder, die mit dem ganzen Arm gesteuert werden, ohne dass das Eigengewicht des Körpers genutzt wird, P = 35 daN,
c. für Hebel und Griffe, die mit dem ganzen Arm mit Unterstützung oder unter Verwendung des eigenen Körpergewichts betätigt werden, P = 60 daN,
d. Kraft, die von den Beinen ausgeübt wird, während sie auf dem Sitz ruhen (z. B. Kraft auf die Fußbremsen) P = 75 daN.

UL 2 § 411 Steifigkeit und Verformung des Steuerungssystems

Der vom Piloten nutzbare Bewegungsbereich der Steuerflächen darf durch die flexible Verformung des Steuerkreises keinesfalls gefährlich eingeschränkt werden.

Hinweis:
Normalerweise wird es als akzeptabel angesehen, wenn der Umfang jeder Hauptsteuerung bei den Steifigkeitstests den in diesem Absatz empfohlenen proportionalen Verformungen entspricht. Durch die Einleitung der in der folgenden Tabelle aufgeführten Lasten darf kein Teil des Lenksystems um mehr als 25 % verlängert oder verkürzt werden.

Die proportionale Dehnung ist definiert als:

a = Bewegung des Lenkreglers in der Kabine, wenn die Kraft vom Piloten ausgeübt wird, während die entsprechende Steuerfläche in der neutralen Position verriegelt ist.
A = mögliche positive (negative) Bewegung des Lenkhebels im Fahrerhaus, gemessen von der neutralen Position, gültig für die ausgekuppelte Lenkung.

Management Kraft [daN] Einleitung von Gewalt
Höhe (Neigung) 12 Ziehen, drücken Sie den Griff
Quer (Biegung) 8 Griffbewegung zur Seite
Richtungsabhängig (drehend) 15 das Pedal betätigen

Wenn die Proportionalverzerrung im Primärregelsystem 25 % übersteigt, muss besonderes Augenmerk auf den ausführlichen Nachweis der Abschnitte III und VII, Unterabschnitt B gelegt werden.

V. Horizontale Heckflächen

UL 2 § 421 Ausgleichslast

1. Die Ausgleichslast ist die Last, die erforderlich ist, um unter bestimmten Flugbedingungen das Gleichgewicht ohne Nickbeschleunigungen um die Querachse aufrechtzuerhalten.

2. Die horizontalen Heckflächen müssen für die Ausgleichslasten ausgelegt sein, die an jedem Punkt des Wendebereichs und an den Klappenpositionen gemäß UL 2 § 335 und UL 2 § 345 auftreten.

UL 2 § 423 Rotierende Lasten

Die horizontalen Heckflächen müssen für die zu erwartenden Wendelasten ausgelegt sein, die bei vom Piloten verursachten Kurven bei allen Geschwindigkeiten bis VD zu erwarten sind.

Hinweis:
Die Belastung muss für die plötzliche Auslenkung der Höhensteuerung unter Berücksichtigung folgender Fälle ermittelt werden:

a. Geschwindigkeit VA, maximale Auslenkung nach oben,
b. Geschwindigkeit VA, maximale Auslenkung nach unten,
c. Geschwindigkeit VD, ein Drittel der maximalen Auslenkung nach oben,
d. Geschwindigkeit VD, ein Drittel der maximalen Auslenkung nach unten.

Dabei müssen folgende Annahmen getroffen werden:

1. Das Flugzeug befindet sich zunächst im Horizontalflug und ändert weder seine Position noch seine Geschwindigkeit.
2. Lasten werden durch Trägheitskräfte ausgeglichen.

Hinweis:
Wenn keine zuverlässigere Berechnung verfügbar ist, können die empfohlenen VOP-Belastungen gemäß Anhang III Absatz 1 verwendet werden.

UL 2 § 425 Böenlasten

Liegt keine genauere, den tatsächlichen Verhältnissen entsprechende Berechnung vor, müssen die auf die Höhenleitwerksflächen wirkenden Kräfte wie folgt berechnet werden:

Wo:
PAllgemeine Geschäftsbedingungen   = Kraft auf horizontale Heckflächen [N]
P0       = Ausgleichskraft auf der Höhenleitwerksfläche, die vor der Böenlast wirkt [N]
ro       = Luftdichte auf Meereshöhe [1,225 kg/m3]
kAllgemeine Geschäftsbedingungen   = mildernder Faktor, sofern keine genauere, den tatsächlichen Verhältnissen entsprechende Berechnung durchgeführt wird, kann der gleiche Wert wie für den Flügel verwendet werden
SAllgemeine Geschäftsbedingungen   = Fläche der horizontalen Heckflächen [m2]
aAllgemeine Geschäftsbedingungen   = Steigung der Auftriebslinie der horizontalen Heckflächen [1/rad]
U = Böengeschwindigkeit [m/s]
V = Fluggeschwindigkeit [m/s]
de/da = Ableitung des aktuellen Skew entsprechend dem Anstellwinkel am VOP-Standort

UL 2 § 427 Unsymmetrische Belastungen

Der Einfluss des Propellerstrahls auf die Belastung fester Heckflächen und Ruder muss berücksichtigt werden, wenn mit einer Belastungserhöhung aufgrund dieses Effekts zu rechnen ist.

Bis zum Beweis des Gegenteils wird davon ausgegangen, dass bei symmetrischen Flugbedingungen die eine Hälfte des VOP mit 100 % und die andere Hälfte mit 70 % der maximalen Belastung belastet wird.

VI. Vertikale Heckflächen

UL 2 § 441 Rotierende Lasten

Die Seitenleitwerksflächen müssen für die Wendelasten ausgelegt sein, die unter folgenden Bedingungen auftreten können:

1. maximale Richtungsregelabweichung bei Geschwindigkeit VA,
2. ein Drittel des vollen Steuerausschlags bei V-GeschwindigkeitD.

UL 2 § 443 Böenlasten

1. Die Seitenleitwerksflächen müssen für seitliche Böenlasten bis zu den Werten gemäß Punkt 2 der UL § 333 ausgelegt sein.

2. Liegt keine genauere, den tatsächlichen Verhältnissen entsprechende Berechnung vor, sind die auf die Seitenleitwerksflächen wirkenden Kräfte wie folgt zu berechnen:

Wo:
PSOP   = Kraft auf Seitenleitwerk [N]
r0       = Dichte der Luft auf Meereshöhe (1,225 kg/m3)
V = Fluggeschwindigkeit [m/s]
SSOP   = Fläche der Seitenleitwerksflächen [m2]
aSOP    = Steigung der Auftriebslinie der Seitenleitwerke [1/rad]
U = Böengeschwindigkeit [m/s]
kSOP    = mildernder Böenfaktor, der wie folgt ermittelt wird:

M = maximales Gewicht des Flugzeugs [kg]
lmS      = geometrische Mittelsehne der Seitenleitwerksfläche [m]

UL 2 § 444 T-förmige Heckflächen

1. Bei Flugzeugen, bei denen die Höhenleitwerksfläche von einer Seitenleitwerksfläche getragen wird, müssen die Leitwerksflächen und deren Befestigung, einschließlich des hinteren Teils des Rumpfes, für die vorgeschriebene Belastung der Seitenleitwerksflächen und für das Giermoment ausgelegt sein induziert durch die in die gleiche Richtung wirkende horizontale Heckoberfläche.

2. Sofern keine genauere Berechnung durchgeführt wird, kann für T-förmige Heckflächen das induzierte Nickmoment aus der Böenlast wie folgt bestimmt werden:

Wo:
Mr      = induziertes Nickmoment der horizontalen Heckflächen [Nm]
SAllgemeine Geschäftsbedingungen   = Fläche der horizontalen Heckflächen [m2]
bAllgemeine Geschäftsbedingungen   = Spannweite der Höhenleitwerke [m]

VII. Zusätzliche Bedingungen für Heckoberflächen

UL 2 § 447 Kombinierte Belastung der Heckflächen

1. Unter der Voraussetzung, dass sich das Flugzeug in einem Lastzustand befindet, der Punkt A oder D der Wendehülle entspricht (Bedingungen mit einer höheren Ausgleichslast müssen berücksichtigt werden), wird die Last auf den horizontalen Heckflächen mit der Last auf der vertikalen Fläche kombiniert Heckflächen gemäß Punkt UL 2 § 441.

2. Es ist davon auszugehen, dass 75 % der Last nach Punkt UL 2 § 423 (für Höhenleitwerk) und 75 % der Last nach Punkt UL 2 § 441 (für Seitenleitwerk) gleichzeitig wirken.

3. Bei UL-Flugzeugen mit „V“-förmigen (Schmetterlings-)Heckflächen muss Böe bei V-Geschwindigkeit berücksichtigt werdenB, die senkrecht zur Schwanzoberfläche wirkt.

VIII. Flügel

UL 2 § 455 Flügel

Das Querruder muss für eine Steuerlast ausgelegt sein, die folgende Bedingungen erfüllt:

1. Es ist zu berücksichtigen, dass beim maximalen Ausschlag der Querruder und der Geschwindigkeit VA wirkt mit dem Faktor n = 2,66 auf die Ebene
2. Es muss berücksichtigt werden, dass bei 1/3 des maximalen Ausschlags der Querruder und einer Geschwindigkeit von VD wirkt mit dem Faktor n = 2,66 auf die Ebene.

Hinweis:
Wenn keine genauere Berechnung verfügbar ist, können die empfohlenen Lasten gemäß Anhang III Absatz 2 verwendet werden.

IX Bodenlast

UL 2 § 471 Im Allgemeinen

Die in diesem Abschnitt angegebenen betrieblichen Bodenlasten sind als äußere Lasten und Trägheitskräfte definiert, die auf die Struktur des Flugzeugs wirken. Unter allen spezifizierten Bodenbelastungsbedingungen muss die äußere Reaktion im Gleichgewicht mit den Trägheitskräften und -momenten stehen, damit sie den tatsächlichen Bedingungen auf der sicheren Seite entspricht oder sich ihnen annähert.

UL 2 § 473 Bodenbelastungsbedingungen des Fahrgestells

1. Für das maximale Auslegungsgewicht müssen die Anforderungen der folgenden Absätze erfüllt sein.

2. Der gewählte Betriebsmultiplikator, der auf den Schwerpunkt des Luftfahrzeugs wirkt, darf nicht kleiner sein als der Wert, der bei der Landung mit Sinkgeschwindigkeit erreicht wird

mit der Einschränkung, dass sie nicht kleiner als 1,5 m/s und nicht größer als 3 m/s sein darf.

3. Beim Aufprall darf im Schwerpunkt des Luftfahrzeugs eine Auftriebskraft berücksichtigt werden, die maximal 2/3 des Luftfahrzeuggewichts entspricht. Bei der Betrachtung einer solchen Auftriebskraft kann das Vielfache der Bodenlast durch ein Vielfaches der Trägheitskräfte ersetzt werden, vermindert um das Verhältnis der betrachteten Auftriebskraft zum Gewicht des Flugzeugs.

Der Betriebsbelastungsfaktor im Schwerpunkt des Flugzeugs wird aus der Beziehung ermittelt:

npr =nk + 0,67

wo nk ist das Betriebsmultiplikator an den Fahrgestellrädern:

Wo:
y = Gesamtweg der Stoßdämpfung – Gesamtabsenkung des Schwerpunkts [m]
(Summe der erwarteten Reifenkompression yPN und Dämpfer yTL)

y = yPN + yTL

yef    = effektiver Dämpfungsweg [m]
yef = 0,5·yPN + 0,5·JTL für Gummi- oder Federstoßdämpfer [m]
yef = 0,5·yPN + 0,65·JTL bei Verwendung von hydraulischen Stoßdämpfern [m]

Hinweis:
Wenn npr Ist nach der Berechnung größer als 4, ist die Befestigung aller konzentrierten Massen (Motor, Kraftstofftanks, Mannschaftssitze) auf eine dem berechneten n entsprechende Belastung zu prüfenpr.

UL 2 § 479 Grundlegende Landebedingungen für Fahrwerke

Die Methoden zum Beladen des Fahrgestells sind in Anhang IV aufgeführt.

UL 2 § 485 Querlastbedingungen

Um die Seitenlast des Fahrwerks zu bestimmen, wird davon ausgegangen, dass sich das Flugzeug auf gleicher Höhe mit den Rädern des Hauptfahrwerks befindet und den Boden berührt, und:

1. Im Schwerpunkt des Flugzeugs wirkt eine Kraft, die dem 1,34-fachen des maximalen Gewichtes des Flugzeugs (G) entspricht und gleichmäßig auf die Haupträder verteilt ist.

2. Die wirkenden seitlichen Trägheitskräfte von 0,83 G im Schwerpunkt des Flugzeugs werden so auf die Räder des Hauptfahrwerks verteilt, dass:

a. 0,5 G wirkt einseitig auf den Rumpf zu,
b. 0,33 G wirken auf der vom Rumpf entfernten Seite. Sehen Anhang IV.

UL 2 § 493 Lastbedingungen beim Bremsen

Es muss nachgewiesen werden, dass die gebremsten Räder des Fahrgestells (mit Reifen und Stoßdämpfern in statischer Position) der Belastung standhalten, wenn:

a. Die vertikale Betriebslast pro Rad beträgt 0,67 G,

UL 2 § 497 Zusätzliche Belastungsbedingungen für Heckfahrwerk

1. Die maximale Kraft aus der Lastanalyse des hinteren Fahrwerks wirkt in einem Winkel von 45° im Raddrehpunkt nach hinten.

2. Die maximale Kraft aus der statischen Reaktion wirkt gleichzeitig in der vertikalen und lateralen Achse – siehe Anhang IV.

Für die Konstruktion des Sporns selbst und seine Befestigung an der umgebenden Tragstruktur, einschließlich der Leitwerksflächen mit festen Ausgleichsmassen, kann die Belastung des Sporns bei der Landung auf dem Sporn (das Hauptfahrwerk hat keinen Bodenkontakt) berücksichtigt werden wie folgt ermittelt:

kde:
P = Kraft auf Sporn [N]
m = Gewicht des Flugzeugs [kg]
g      = Erdbeschleunigung [m/s2]
iy      = Trägheitsradius des Flugzeugs [m]
L = Abstand des Sporns vom Schwerpunkt des Flugzeugs [m]

Warning:
Wenn Sie i nicht wertschätzen könneny Um eine genauere Bestimmung vorzunehmen, kann ein Wert ersetzt werden

iy = 0,225 * Ltr

In diesem Fall entspricht Ltr Gesamtrumpflänge ohne Ruder.

UL 2 § 499 Zusätzliche Belastungsbedingungen für Bugfahrwerk

Um die Bodenlast des Bugfahrwerks und deren Befestigung zu ermitteln, müssen unter der Annahme, dass die Einfederung der Stoßdämpfer und Reifen dem Ruhezustand entspricht, folgende Bedingungen erfüllt sein:

1. Bei rückwärtiger Belastung müssen die in der Achse wirkenden Kraftkomponenten folgende Größe haben:

a. die vertikale Komponente entspricht dem 2,25-fachen Wert der stationären statischen Belastung des Rades,
b. Die Widerstandskomponente entspricht dem 0,8-fachen der vertikalen Komponente.

2. Bei nach vorne wirkenden Lasten müssen die in der Achse wirkenden Komponenten der Betriebskraft folgende Größe haben:

a. die vertikale Komponente entspricht dem 2,25-fachen Wert der stationären statischen Belastung des Rades,
b. Die vorwärtsgerichtete Komponente entspricht dem 0,4-fachen der vertikalen Komponente.

3. Bei seitlichen Belastungen müssen die Betriebskomponenten der Betriebskräfte am Kontaktpunkt mit dem Boden folgende Größe haben:

a. die vertikale Komponente entspricht dem 2,25-fachen Wert der stationären statischen Belastung des Rades,
b. Die seitliche Komponente der Last entspricht dem 0,7-fachen der vertikalen Komponente.

X. Notlandebedingungen

UL 2 § 561 Im Allgemeinen

1. Obwohl ein Flugzeug bei einer Notlandung beschädigt werden kann, muss es so konstruiert sein, dass jede Person an Bord vor den Auswirkungen der im folgenden Absatz genannten Kräfte geschützt werden muss.

2. Die Struktur muss so gestaltet sein, dass jede Person an Bord bei ordnungsgemäßer Verwendung der Gurte eine gute Chance hat, im Falle einer Notlandung unter folgenden Bedingungen einer schweren Verletzung zu entgehen:

Eine Person an Bord ist folgenden unabhängig voneinander wirkenden numerischen Trägheitskräften ausgesetzt:

hoch 4,5 g
voraus 9,0 g
zur Seite 3,0 g
dolu 4,5 g

3. Kraftstofftanks müssen der in Absatz 2 dieses Punktes genannten Belastung durch Trägheitskräfte ohne Schaden standhalten.

XI. Andere Ladungen

UL 2 § 597 Lasten mit isolierten Massen

Die Befestigung aller Einzelmassen, die Teil der Flugzeugausrüstung sind (einschließlich der notwendigen Last zur Einstellung der Schwerpunktlage), muss so ausgelegt sein, dass sie der Belastung standhält, die den maximalen Auslegungsvielfachen von Flug- und Bodenlasten unter Berücksichtigung der Bedingungen entspricht während einer Notlandung gemäß Punkt 2 von UL § 561.

 

TITEL D – ENTWURF und KONSTRUKTION

UL 2 § 601 Im Allgemeinen

Die Festigkeit von Teilen, die einen wesentlichen Einfluss auf die Betriebssicherheit haben und für die keine eindeutige Berechnung möglich ist, muss durch Versuche nachgewiesen werden.

UL 2 § 605 Herstellungsmethoden

Die Herstellungsverfahren müssen dauerhaft fehlerfreie Festigkeitsverbindungen gewährleisten, die im Hinblick auf die Aufrechterhaltung der erforderlichen Festigkeit unter normalen, zu erwartenden Betriebsbedingungen zulässig sind. Erfordern Produktionsprozesse (z. B. Kleben, Punktschweißen, Wärmebehandlung oder Kunststoffverarbeitung) zu diesem Zweck eine genaue Steuerung, müssen diese nach anerkannten Arbeitsmethoden durchgeführt werden. Unkonventionelle Produktionsmethoden müssen durch entsprechende Tests nachgewiesen werden.

UL 2 § 607 Sicherung von Verbindungselementen

Für alle Befestigungselemente, die in primären strukturellen Festigkeitsverbindungen, Steuerungen und anderen mechanischen Systemen verwendet werden, die für den sicheren Betrieb des Flugzeugs von entscheidender Bedeutung sind, müssen zugelassene Sicherungsmittel und -methoden verwendet werden. Insbesondere dürfen selbstsichernde Muttern nicht für Schrauben verwendet werden, die sich im Betrieb drehen, es sei denn, es wird ein zusätzliches Sicherungselement verwendet, das nicht auf dem Reibungsprinzip beruht.

Hinweis:
Luftfahrtstifte dürfen nicht an Orten verwendet werden, an denen es beim Zusammenklappen zu einer versehentlichen Trennung, zu einem Hängenbleiben an Pflanzen oder an der Kleidung oder zu Manipulationen durch Unbefugte kommen kann.

UL 2 § 609 Bauschutz

Jeder Teil der Tragkonstruktion muss:

1. im Betrieb ausreichend gegen schädliche Wirkungen oder Festigkeitsverluste aus beliebigen Gründen geschützt sein, darunter:

a. Verwitterung,
b. Korrosion,
c. Abrieb, a

2. ausreichende Belüftungs- und Entwässerungseinrichtungen enthalten.

UL 2 § 611 Inspektionen

Solche Vorkehrungen müssen getroffen werden, um die Inspektion (einschließlich der Inspektion wichtiger Elemente der Primärstruktur und des Steuerungssystems), eine genaue Prüfung, Reparatur und den Austausch jedes Teils zu ermöglichen, das überwacht und eingestellt werden muss, um eine genaue Funktion und einen ordnungsgemäßen Betrieb, eine ordnungsgemäße Schmierung oder Wartung sicherzustellen.

UL 2 § 612 Montage und Demontage

Das Luftfahrzeug muss so konstruiert sein, dass die Möglichkeit einer Beschädigung oder bleibenden Verformung bei der Montage oder Demontage, die auch von einer Person ohne besondere Erfahrung durchgeführt werden kann, auf ein Minimum reduziert wird, insbesondere an Stellen, an denen solche Schäden nicht deutlich sichtbar sind . Durch konstruktive Maßnahmen muss die Möglichkeit einer fehlerhaften Montage ausgeschlossen werden. Der korrekte Zusammenbau des Flugzeugs muss leicht zu kontrollieren sein.

UL 2 § 613 Festigkeitseigenschaften von Materialien und berechnete Werte

1. Die Festigkeitseigenschaften der verwendeten Werkstoffe müssen durch eine ausreichende Anzahl von Prüfungen dokumentiert sein, damit die Berechnungswerte statistisch ermittelt werden können.

2. Der berechnete Wert muss so gewählt werden, dass die Wahrscheinlichkeit einer unzureichenden Festigkeit eines Teils der Tragkonstruktion, einschließlich der betrachteten Streuung der Materialeigenschaften, sehr gering ist.

Hinweis:
Materialspezifikationen müssen entweder im Rahmen des Zertifizierungsprozesses festgelegt werden oder bekannten Standards entsprechen. Bei der Ermittlung der Berechnungswerte können die Materialwerte vom Konstrukteur geändert oder erweitert werden, wenn dies aus produktionstechnischen Gründen erforderlich ist (z. B. im Hinblick auf das Herstellungsverfahren, auf Umformung, Bearbeitung oder nachträgliche Wärmebehandlung).

3. Wenn unter normalen Bedingungen an einem Teil der tragenden Struktur oder der Festigkeitsverbindung eine Temperatur erreicht wird, die einen erheblichen Einfluss auf die Festigkeit hat, muss dieser Effekt berücksichtigt werden.

Hinweis:
Als normale Betriebstemperatur gilt eine Temperatur von Bauteilen bis 54 °C.

UL 2 § 627 Ermüdungsfestigkeit

Die Struktur muss so entworfen und gebaut werden, dass Orte mit Spannungskonzentrationen und hohen Spannungsniveaus ausgeschlossen sind und die Auswirkungen von Vibrationen berücksichtigt werden. Materialien mit schlechter Rissausbreitung dürfen nicht verwendet werden. Alle Baugruppen, insbesondere in der tragenden (Primär-)Struktur, müssen gut kontrollierbar sein. Es dürfen keine elastischen Lacke oder elastischen Schutzanstriche verwendet werden.

UL 2 § 629 Verhinderung von Flattern und strukturelle Festigkeit

1. Es darf im Flugzeug in keiner Konfiguration und bei jeder zulässigen Geschwindigkeit mindestens bis V auftretenD Flattern, aerodynamisches Zittern (Divergenz) und Kontrollumkehr. Die Steuerbarkeit und Stabilität des Flugzeugs dürfen nicht gefährlich empfindlich auf Verformungen der Struktur reagieren. Im Bereich der zulässigen Geschwindigkeiten muss die Struktur eine solche Dämpfung aufweisen, dass die aeroelastischen Schwingungen schnell abklingen.

2. Der Nachweis der Zustimmung zu den Anforderungen des Absatzes 1 ist wie folgt zu erbringen:

a. Systematische Tests zur Flatteranregung im Flug bei Geschwindigkeiten bis VDF. Diese Tests müssen zeigen, dass bei Annäherung an VDF es tritt kein Dämpfungsabfall auf.
b. Testflüge, bei denen nachgewiesen wird, dass beim Anflug auf VDF Es gibt keinen starken Abfall der Steuerwirkung um alle drei Achsen und es gibt keine Anzeichen eines drohenden Schlagens der Flügel, Heckflächen und des Rumpfes während der statischen Stabilität und der Gleichgewichtspositionen.
c. für Flugzeuge, deren Geschwindigkeit VD höher als 200 km/h ist, muss durch einen Bodenvibrationstest und anschließender Flatteranalyse nachgewiesen werden, dass bis 1,2 V kein Flattern auftrittD, noch vor den Flugtests.

I. Bedienoberflächen

UL 2 § 655 Entwicklung

1. Bewegliche Steuerflächen müssen so gestaltet sein, dass es zu keiner Kollision der Steuerflächen untereinander oder der Steuerflächen mit anderen festen Teilen der Struktur kommt, wenn sich eine der Flächen in einer beliebigen Position befindet und die anderen sich im gesamten Bereich bewegen von Ablenkungen. Diese Anforderung muss auch erfüllt sein, wenn:

a. Betriebslast (positiv oder negativ) für alle Steuerflächen und im gesamten Bereich ihrer Abweichungen a
b. Betriebsbelastung der tragenden Struktur des Flugzeugs, mit Ausnahme der Steuerflächen.

2. Wenn ein verstellbarer Stabilisator verwendet wird, muss dieser mit Anschlägen ausgestattet sein, die den Einstellbereich begrenzen, um einen sicheren Flug und eine sichere Landung zu ermöglichen.

UL 2 § 659 Massenausgleich

Befestigungen und Verbindungsknoten konzentrierter Massenausgleiche an den Rudern müssen für folgende Betriebslasten ausgelegt sein:

1. 24 g senkrecht zur Ebene der Steuerfläche,
2. 12 g vorwärts und rückwärts,
3. 12 g parallel zur Ruderachse.

II. Kontrollsysteme

UL 2 § 671 Im Allgemeinen

Jede Steuerung muss einfach, reibungslos und zuverlässig funktionieren, um ihren Zweck sicher zu erfüllen.

UL 2 § 675 Stopps

1. Jedes Steuersystem muss über Anschläge verfügen, die den Auslenkungsbereich jeder in diesem System aktiven aerodynamischen Oberfläche sicher begrenzen.

2. Die Anschläge müssen so platziert werden, dass es aufgrund von Verschleiß, Spiel oder Verstellung der Lenkung zu keiner Änderung der Lenkeigenschaften kommt, die durch eine Änderung des Bewegungsbereichs der Lenkfläche verursacht würde.

3. Jeder Anschlag muss eine Belastung tragen, die den Auslegungsbedingungen für den Anschlag gemäß Punkt 2 von UL § 397 entspricht.

4. Bei durch Schwerpunktverlagerung gesteuerten Flugzeugen, bei denen keine konventionellen Steuerstopps zur Begrenzung der Steuerkräfte des Piloten eingesetzt werden können, muss nachgewiesen werden, dass der Bereich der Schwerpunktauslenkungen bzw. Steuerbewegungen so groß ist, dass der Pilot keine gefährlichen Belastungen auf die umgebende Struktur einwirken können.

UL 2 § 677 Management des Ausgleichssystems

1. Es müssen geeignete Maßnahmen getroffen werden, um unbeabsichtigte, falsche oder plötzliche Abgleichvorgänge zu verhindern. In der Nähe des Balance-Controllers muss ein Gerät installiert werden, das dem Piloten die Position der Balance-Fläche im Bereich ihrer möglichen Auslenkung anzeigt. Diese Geräte müssen für den Piloten sichtbar und so gestaltet und angebracht sein, dass Verwechslungen vermieden werden.

2. Die Steuerung von Hilfssteuerflächen (Ausgleichsflächen) muss selbsthemmend sein, wenn die Fläche nicht ausreichend ausbalanciert ist und keine gefährlichen Flatterneigungen vorliegen. Die selbsthemmende Steuerung von Hilfsflächen muss in dem Teil des Systems, der zwischen der Hilfsfläche und der Anbindung des Bremsorgans an die Tragstruktur des Flugzeugs liegt, eine ausreichende Steifigkeit und Zuverlässigkeit aufweisen.

UL 2 § 679 Verriegelungsgerät im Steuerungssystem

Wird eine Vorrichtung verwendet, die dazu dient, das Steuerungssystem während des Bodenbetriebs des Flugzeugs zu sperren, müssen Maßnahmen getroffen werden, die:

a. den Piloten deutlich darauf hinweisen, dass die Blockiervorrichtung in Betrieb ist,
b. verhindern, dass die Sperrvorrichtung während des Fluges aktiviert wird.

UL 2 § 683 Funktionstests von Steuerungssystemen

Durch Funktionsprüfungen muss nachgewiesen werden, dass in einem System, das für die Belastung gemäß den Punkten UL 2 § 397 und UL 2 § 399 dimensioniert ist, Folgendes nicht auftritt:

a. stecken bleiben oder blockiert werden,
b. übermäßige Reibung, a
c. übermäßiges Biegen,

wenn die Lenkung vom Cockpit aus gesteuert wird.

UL 2 § 685 Strukturelemente im Steuerungssystem

1. Alle Strukturelemente jedes Lenksystems müssen so ausgelegt und konstruiert sein, dass ein Blockieren, Blockieren und Blockieren verhindert wird, das durch Passagiere, lose Gegenstände oder gefrorene Feuchtigkeit verursacht werden kann.

2. Im Cockpit müssen Vorrichtungen eingebaut sein, die das Eindringen von Fremdkörpern an Stellen verhindern, an denen sie zu einer Blockierung des Systems führen könnten.

3. Alle Teile des Flugsteuerungssystems müssen so konstruiert oder deutlich und dauerhaft gekennzeichnet sein, dass das Risiko einer fehlerhaften Montage, die zu einem fehlerhaften Steuerungsbetrieb führen könnte, minimiert wird.

UL 2 § 687 Federn (Federelemente)

Die Zulässigkeit des Einsatzes aller im Steuerungssystem verwendeten Federelemente muss durch Versuche nachgewiesen werden, bei denen Betriebsbedingungen simuliert werden. Es muss nachgewiesen werden, dass der Ausfall einer Feder nicht zu Flattern oder gefährlichen Veränderungen der Betriebseigenschaften führt.

UL 2 § 689 Seile und Seilsysteme

1. Alle Seile, Seilenden, Spannschlösser, Seilverbindungen und Rollen müssen den genehmigten Spezifikationen entsprechen. Insbesondere gilt:

a. In primären Steuersystemen dürfen keine Seile mit einem Durchmesser von weniger als 2 mm verwendet werden. Alle Seile müssen so verlegt werden, dass es im gesamten Abweichungsbereich unter Betriebsbedingungen und auch aufgrund der zu erwartenden Temperaturänderungen zu keinen gefährlichen Spannungsänderungen in den Seilen kommt.
b. Alle Seilleinen, Rollen, Klemmen und Spannschlösser müssen zur Sichtkontrolle zugänglich sein.

2. Alle Rollentypen und -größen müssen zu den Seilen passen, mit denen sie verwendet werden. Alle Rollen müssen mit fest sitzenden Schutzvorrichtungen ausgestattet sein, um ein Verrutschen oder Blockieren bei lockerem Seil zu verhindern. Alle Rollen müssen in der Seilebene liegen, damit das Seil nicht an den Kanten der Rollen reiben kann.

Hinweis:
Der Innendurchmesser der Führungsrille der Seilrolle sollte nicht weniger als das 300-fache des Durchmessers der einzelnen Drähte des Seils betragen.

3. Führungen müssen so konstruiert sein, dass sie die Richtung des Seils nicht um mehr als 3° ändern, es sei denn, es wird durch Versuche oder Erfahrungen nachgewiesen, dass ein höherer Wert zulässig ist. Der Krümmungsradius darf nicht kleiner sein als der Scheibenradius für dasselbe Seil.

Hinweis:
Bei Führungen aus Teflon oder ähnlichem Material kann die Richtung des Seils um bis zu 10° geändert werden.

4. An allen Teilen, die eine Winkelbewegung ausführen, müssen Spanner so angeschlossen werden, dass sie über den gesamten Auslenkungsbereich frei eingestellt werden können.

UL 2 § 697 Steuerung von Klappen

1. Jede Klappensteuerung muss so ausgelegt sein, dass die Klappen in jeder Position, die zur Erfüllung der Leistungsanforderungen erforderlich ist, ihre Position nicht ändern, es sei denn, sie bewegen sich, um die erforderliche Position zu erreichen, es sei denn, es wird nachgewiesen, dass diese Bewegungen nicht gefährlich sind.

2. Die Ansteuerung der Auftriebsklappen muss so gestaltet sein, dass ein unbemerktes Ausfahren bzw. Ausfahren ausgeschlossen ist Neuordnung. Die einwirkenden Steuerkräfte und Geschwindigkeitsänderungen dürfen bei keiner zulässigen Geschwindigkeit so groß sein, dass sie die Betriebssicherheit des Flugzeugs beeinträchtigen.

UL 2 § 701 Verbindungsklappen

Die Bewegung von Klappen, die symmetrisch zur Symmetrieebene angeordnet sind, muss mechanisch gekoppelt sein, um ihre gleichzeitige Bewegung sicherzustellen, sofern nicht anderweitig gewährleistet ist, dass das Flugzeug sichere Flugeigenschaften aufweist, wenn die Klappen auf einer Seite eingefahren und auf der anderen Seite ausgefahren sind.

III. Chassis

UL 2 § 721 Im Allgemeinen

Das Flugzeug muss so konstruiert sein, dass es auf einer kurzen Grasfläche landen kann, ohne die Menschen an Bord zu gefährden.

IV. Design des Flugdecks

UL 2 § 771 Pilotraum – Allgemein

Das Cockpit und seine Ausstattung müssen es jedem Piloten ermöglichen, seine Aufgaben ohne übermäßige Konzentration und Ermüdung auszuführen.

UL 2 § 773 Blick aus dem Cockpit

Jeder Pilotraum muss so gestaltet sein, dass er:

a. der Sichtbereich des Piloten im Hinblick auf eine sichere Kontrolle des Flugzeugs ausreichend groß, klar und ungestört war, und
b. Der Regen beeinträchtigte die Sicht des Piloten auf die Strecke während des normalen Fluges und während der Landung nicht wesentlich.

Hinweis:
Die Erfüllung der Auflagen kann durch eine entsprechende Öffnung in der Cockpitverglasung erreicht werden.

UL 2 § 775 Windschutzscheiben und Fenster

Verglasungen und Fenster müssen aus Material bestehen, das nicht trübt und dessen Bruchstücke nicht zu schweren Verletzungen der an Bord befindlichen Personen führen können.

UL 2 § 777 Bedienelemente und Bedienelemente im Cockpit

1. Alle Bedienelemente und Bedienelemente im Cockpit müssen so angeordnet sein, dass sie einen optimalen Pilotenbetrieb ermöglichen und Verwirrung und unbeabsichtigte oder unbeobachtete Aktivierung verhindern.

2. Bedienelemente und Bedienelemente im Cockpit müssen so angeordnet sein, dass der Pilot jedes Steuerorgan mit angelegten Becken- und Schultergurten bis zur vollständigen Auslenkung steuern kann. Dabei darf er weder durch Kleidung (auch Winterausrüstung) noch durch Strukturelemente des Cockpits eingeschränkt werden.

3. Bei Flugzeugen mit Doppelsteuerflugzeug müssen mindestens folgende Bedien- und Bedienelemente auch von beiden Pilotensitzen aus erreichbar sein:

a. Leistungsregelung des Aggregats (Gaseinlass),
b. Klappen,
c. Ausbalancieren,
d. Vorrichtung zum Öffnen der Kabinenabdeckung, a
e. Rettungssystem.

4. Controller sekundärer Steuerungssysteme müssen jede eingestellte Position beibehalten, ohne dass die ständige Aufmerksamkeit der Besatzung erforderlich ist, und dürfen nicht dazu neigen, die Position aufgrund von Last oder Vibration willkürlich zu ändern.

Hinweis:
Wenn das Flugzeug mit einem Gleichgewichtssystem ausgestattet ist, kann von der Anforderung, dass das Gleichgewicht von beiden Piloten kontrolliert werden muss, abgesehen werden, wenn nachgewiesen wird, dass in der ungünstigsten Position der Gleichgewichtsfläche die Lenkkräfte ausreichend gering sind und keine Schwierigkeiten beim Lenken auftreten .

UL 2 § 779 Bewegungs- und Wirkungssinn von Elementen und Bedienelementen im Cockpit

1. Bedienelemente und Bedienelemente im Flugdeck müssen so gestaltet sein, dass sie wie folgt funktionieren:

Kontroll- und Kontrollelement Ein Gefühl von Bewegung und Wirkung
seitliche Lenkung rechts (im Uhrzeigersinn): rechter Flügel nach unten
Höhenkontrolle achtern: vorbeugen
Nebenverfahren rechtes Pedal nach vorne: nach rechts beugen
ausgleichend entsprechende Lenkbewegung
Klappen ziehen: Die Klappen fahren aus (ausfahren) oder klappen nach unten
Gaseinlass vorwärts: Kraft steigt
Einen Propeller bauen vorwärts: Erhöhung der Umdrehungszahl
Mischung vorwärts oder aufwärts: eine reichhaltige Mischung
Schalter unten: aus
Rettungssystem Pull: Aktivierung des Rettungssystems

2. Bei Flugzeugen, die nicht durch aerodynamische Mittel gesteuert werden, muss die Bewegungsrichtung der Hauptsteuerungen im Flughandbuch angegeben werden. Hilfssteuerungssysteme müssen dem im vorherigen Absatz festgelegten Bewegungssinn entsprechen.

UL 2 § 780 Farbmarkierungen von Bedienelementen und Bedienelementen im Cockpit

Die Bedienelemente des Notfallsystems müssen rot sein.

UL 2 § 785 Sitze und Sicherheitsgurte

1. Jeder Sitz und seine Befestigung an der tragenden Struktur müssen für das Gewicht der an Bord befindlichen Person von mindestens 100 kg und den maximalen Vielfachen dimensioniert sein, die den angegebenen Flug- und Bodenlasten, einschließlich Notlandebedingungen gemäß Punkt UL 2 §, entsprechen. 561.

2. Sitze, einschließlich Kissen, dürfen sich nicht so stark verformen, dass der Pilot bei Belastung im Flug gemäß Unterabschnitt C die Bedienelemente und Bedienelemente nicht sicher erreichen kann oder dass es zu einer Fehlbedienung kommen kann.

3. Die Festigkeit der Sicherheitsgurte darf nicht geringer sein als diejenige, die sich aus der numerischen Belastung von Flug- und Landekoffern sowie aus den Bedingungen einer Notlandung unter Berücksichtigung der Geometrie der Anordnung der Gurte und des Sitzes ergibt.

4. Jedes Besatzungsmitglied muss einen Vierpunkt-Sicherheitsgurt tragen. Jeder Sicherheitsgurt muss so ausgelegt sein, dass er das Besatzungsmitglied bei allen Beschleunigungen, die im Flug oder bei einer Notlandung auftreten können, in der ursprünglichen Sitz- oder Rückenposition hält.

UL 2 § 786 Schutz vor Verletzungen

Feste Teile der Tragkonstruktion oder feste Teile der Ausrüstung müssen ggf. gepolstert sein, um die an Bord befindliche(n) Person(en) bei einer leichten Notlandung vor Verletzungen zu schützen.

UL 2 § 787 Gepäckraum

1. Jeder Gepäckraum muss für das auf dem Etikett angegebene maximale Ladungsgewicht und für die kritischen Lastverteilungen in den jeweils größten Vielfachen, die sich aus den Flug- und Landelastfällen ergeben, dimensioniert sein.

2. Jeder Gepäckraum muss so ausgestattet sein, dass er die Insassen vor Verletzungen schützt, die durch die Bewegung des Inhalts bei einer Vorwärtsbeschleunigung von 9,0 g verursacht werden könnten.

UL 2 § 807 Notausgang (Notausgang)

1. Das Cockpit des Flugzeugs muss so ausgestattet sein, dass es im Gefahrenfall problemlos und schnell verlassen werden kann.

2. Bei einem geschlossenen Cockpit muss das Öffnungssystem einfach und klar kontrollierbar sein. Es muss schnell funktionieren und so konzipiert sein, dass es von jeder Person an Bord angeschnallt und auch von außen bedient werden kann.

UL 2 § 831 Belüftung

1. Wenn das Cockpit geschlossen ist, muss es unter normalen Flugbedingungen ausreichend belüftet sein.

2. Die Konzentration von Kohlenmonoxid darf eine Konzentration von 1 Teil in 20 Teilen Luft nicht überschreiten.

3. Bei offenem oder nicht abgedecktem Cockpit ist darauf zu achten, dass die Motorabgase nicht von der Besatzung eingeatmet werden können.

 

TITEL E – ANTRIEBSSYSTEM

I. Im Allgemeinen

UL 2 § 901 Definition und Entwicklung

1. Der Antragsteller muss nachweisen, dass jede Kombination aus Motor, Abgassystem und Propeller des Flugzeugs, für das das Lufttüchtigkeitszeugnis ausgestellt wird, mit diesem Flugzeug kompatibel ist, zufriedenstellend funktioniert und unter den festgelegten Bedingungen sicher funktioniert.

2. Das Antriebssystem umfasst alle Teile, die:

a. sind notwendig, um den Vorwärtsschub abzuleiten, a
b. Auswirkungen auf die Sicherheit der Antriebseinheit haben.

3. Die Antriebseinheit muss so ausgelegt, angeordnet und gebaut sein, dass:

a. ein sicherer Betrieb gewährleistet war,
b. für notwendige Inspektionen und Wartungsarbeiten zugänglich war, a
c. die Einbauvorschriften des Motorenherstellers befolgt wurden.

Hinweis zu Absatz 3.a:
Als Zertifikat wird ein Probelauf des kompletten Antriebssystems von mindestens 3 Stunden anerkannt. Zunächst muss der Motor 1 Stunde lang mit 75 % der maximalen Dauerleistung laufen. Anschließend muss nach folgendem Programm vorgegangen werden:

10 Mal starten und stoppen,
Starten und 5 Minuten im Leerlauf laufen lassen,
5 Minuten volle Leistung,
5 Minuten Abkühlung bei niedriger Leerlaufdrehzahl,
5 Minuten volle Leistung,
5 Minuten Abkühlung bei niedriger Leerlaufdrehzahl,
15 Minuten 75 % Dauerleistung,
5 Minuten Abkühlung bei niedriger Leerlaufdrehzahl, a
15 Minuten volle Leistung.

Motor abstellen und abkühlen lassen, Programm wiederholen. Gleichzeitig dürfen an keinem Teil des Antriebssystems oder seiner Komponenten offensichtliche Schäden auftreten.

UL 2 § 903 Motoren

1. Im Allgemeinen

Die Bestimmungen dieses Artikels gelten für Hubkolbenmotoren, die in üblicher Weise konstruiert und gebaut sind. Die Vorschriften gelten für Kolbenmotoren für Ultraleichtflugzeuge.

2. Design und Konstruktion

Motoren, die für den Einsatz in einem Ultraleichtflugzeug vorgesehen sind und noch nicht nach JAR-E, JAR 22, Abschnitt H oder FAR Teil 33 zertifiziert sind, können als Ultraleichtmotoren zertifiziert werden. Der Motor und seine Zubehörteile müssen so konstruiert und konstruiert sein, dass die Möglichkeit eines Ausfalls während des Betriebs auf ein Minimum reduziert wird.

a. Serien- und modifizierte Motoren

Für Automobil- oder Motorradmotoren bzw. deren Aggregate, die in die Serienproduktion eingeführt wurden und an denen keine grundsätzliche Änderung vorgenommen wurde, wird von einer akzeptablen Zuverlässigkeit ausgegangen, die durch die Erfahrung im Betrieb solcher Motoren dokumentiert ist. Diese sind für eine bestimmte UL-Flugzeugkategorie zulässig.

b. Der Einbau und die Modifikationen der Motoren werden nach den Erfahrungen aus dem Betrieb beurteilt. Änderungen, die durch den Test nicht bestätigt werden, erfordern einen zusätzlichen Motorzuverlässigkeitstest.

3. Triebwerksprüfungen, die in Flugzeugmusterprüfungen vorgeschrieben sind

Wenn ein Motor für einen bestimmten UL-Flugzeugtyp ausgewählt wird, kann er in diesem UL-Flugzeug im Rahmen eines 50-Stunden-Flugtests getestet werden. Die Flugprüfung muss mindestens Folgendes umfassen:

– 100 Starts
– 10 Flüge mit einer Dauer von mindestens 1 Stunde
– 60 Aufstiege auf eine Höhe von mindestens 500 m über dem Gelände, wobei der Flug mit Startkraft ununterbrochen mindestens 5 Minuten dauern muss.

Mindestens 30 dieser Anstiege müssen bei sommerlichen Temperaturen (mindestens 20 °C) durchgeführt werden.

4. In der Triebwerksmusterprüfung für UL-Flugzeuge vorgeschriebene Triebwerksprüfungen:

a. Motorzuverlässigkeitstest.

Der Antragsteller muss nachweisen, dass der Motor im vorgeschriebenen Betriebszyklus von 25 Stunden ohne wesentliche Mängel betrieben werden kann. Arbeitszyklen folgen periodisch aufeinander. Der Hersteller legt im Voraus fest, welche Wartungsarbeiten am Motor während des Tests durchgeführt werden.

Ein Langzeit-Zuverlässigkeitstestzyklus wird wie folgt durchgeführt:

Starten und Leerlauf 5 min. 2 Mal wiederholen
max. Leistung 5 min.
abkühlen lassen und aufhören 5 min.
Starten und Leerlauf 5 min.
max. Leistung 5 min.
max. Dauerleistung 60 min.
abkühlen lassen und aufhören 5 min.
Gesamtzeit eines Zyklus 1 Stunden 45 Minuten

Der Zuverlässigkeitstest wird vor Ort durchgeführt. Die Motorbremsung wird mit einem Testpropeller durchgeführt.

b. Testbetrieb in einem Ultraleichtflugzeug.

Der Antragsteller muss nachweisen, dass der Motor im vorgeschlagenen Antriebssystem des Luftfahrzeugs, für das der zertifizierte Motor bestimmt ist, der Funktion des Luftfahrzeugs entspricht und in einem 50-Stunden-Test gemäß Absatz 3 von Punkt 2 der UL seine Zuverlässigkeit unter Beweis stellt § 903.

UL 2 § 905 Propeller

1. Der Propeller muss den Spezifikationen von UL 2 Title J entsprechen.

2. Motorleistung und Propellerwellendrehzahl dürfen die Grenzwerte nicht überschreiten, für die der Propeller zertifiziert oder zugelassen ist.

UL 2 § 925 Propeller-Sicherheitsabstand

Bei einem ungedeckten Propeller darf der Sicherheitsabstand bei maximalem Gewicht, der ungünstigsten Lage des Schwerpunkts und der ungünstigsten Blattstellung folgende Werte nicht überschreiten:

1. Bodenfreiheit: mindestens 170 mm zwischen Propeller und Boden (für jedes Flugzeug mit Bugfahrwerk) oder 230 mm (für jedes Flugzeug mit Stirnfahrwerk). Gleichzeitig muss das Fahrwerk statisch komprimiert sein und das Flugzeug befindet sich entweder in der normalen horizontalen Startposition oder in der Rollposition, je nachdem, welche Position kritischer ist. Darüber hinaus muss beim Start ein Sicherheitsabstand in horizontaler Position eingehalten werden, wenn

a. Der kritische Reifen ist vollständig drucklos und die entsprechende Fahrwerksstrebe ist statisch belastet oder

2. Die kritische Strebe des Fahrwerks steht am Anschlag und der entsprechende Reifen wird statisch belastet.

3. Abstand zu anderen Teilen des Flugzeugs

a. Der kleinste radiale Abstand von 25 mm zwischen dem Ende des Propellerblatts und den angrenzenden Teilen des Flugzeugs, zuzüglich des zusätzlichen radialen Abstands, der zur Dämpfung schädlicher Vibrationen erforderlich ist (besonders auf die Federung flexibler Scharniere achten).

4. Mindestens 13 mm Längsabstand zwischen den Propellerblättern bzw. deren Verkleidung und anderen Teilen des Luftfahrzeugs.

5. Unter allen Betriebsbedingungen muss ein Sicherheitsabstand zwischen anderen rotierenden Teilen des Propellers oder der Propellernabe (einschließlich seiner Abdeckung) und anderen Teilen des Flugzeugs eingehalten werden.

b. Abstand zu Personen an Bord

Es muss ein ausreichender Abstand zwischen dem/den Propeller(n) und der/den Person(en) an Bord bestehen, damit die im Sitz angeschnallte Person an Bord bei unachtsamer Bedienung nicht mit dem/den Propeller(n) in Berührung kommen kann.

II. Kraftstoffsystem

UL 2 § 951 Im Allgemeinen

1. Jedes Kraftstoffsystem muss so ausgelegt und angeordnet sein, dass es sicher den Kraftstoffdurchfluss und -druck liefert, die für einen ordnungsgemäßen Motorbetrieb unter allen normalen Betriebsbedingungen erforderlich sind.

2. Jedes Kraftstoffsystem muss so angeordnet sein, dass Kraftstoff nur aus einem Tank zur Versorgung des Motors entnommen werden kann, es sei denn, die Tanks sind so miteinander verbunden, dass sie gleichzeitig entleert werden.

3. Das Kraftstoffsystem muss so konstruiert sein, dass es nicht durch entstehende Kraftstoffdämpfe blockiert werden kann.

UL 2 § 955 Kraftstoffdurchfluss

1. Fallsystem.

Der Kraftstoffdurchfluss während der Auto-Drop-Befüllung (sowohl aus der Haupt- als auch aus der Reserveversorgung) muss mindestens 150 % des Kraftstoffverbrauchs des Motors bei maximaler Startleistung des Motors betragen.

2. System mit Kraftstoffpumpe.

Der Kraftstoffdurchfluss in jedem Ansaugsystem (sowohl der Haupt- als auch der Reservepumpe) muss mindestens 125 % des Kraftstoffverbrauchs bei der angegebenen maximalen Motorstartleistung betragen.

UL 2 § 959 Unerschöpfliche Kraftstoffmenge

Die unerschöpfliche Treibstoffmenge ist für jeden Tank als die Menge zu ermitteln, bei der unter den ungünstigsten Bedingungen für eine solche Treibstoffversorgung beim Start, Steigflug, Anflug und bei der Landung erste Anzeichen eines Treibstoffausfalls auftreten. Diese Menge darf 5 % des Tankvolumens nicht überschreiten.

UL 2 § 963 Kraftstofftanks – Allgemeines

1. Jeder Kraftstofftank muss den während des Betriebs auf ihn einwirkenden Vibrationen, Trägheitskräften, hydrostatischen Belastungen und äußeren Kräften störungsfrei standhalten.

2. Wenn das „Überschwappen“ von Treibstoff im Tank die Lage des Schwerpunkts des Flugzeugs wesentlich verändern kann, müssen Maßnahmen ergriffen werden, um das „Überschwappen“ auf ein akzeptables Maß zu reduzieren.

UL 2 § 965 Tests von Kraftstofftanks

Jeder Kraftstofftank muss einem Druck von 0,01 MPa ohne Beschädigung oder Undichtigkeit standhalten.

UL 2 § 967 Kraftstofftankinstallation

1. Jeder Kraftstofftank muss so gesichert sein, dass eine konzentrierte Belastung durch das Eigengewicht des Kraftstoffs verhindert wird. Zusätzlich

a. Zwischen dem Tank und seiner Halterung muss (falls erforderlich) ein weicher Abstandshalter angebracht werden, um ein Scheuern des Tanks zu verhindern

2. Die Materialien, die zur Befestigung oder Abdeckung der Befestigung verwendet werden, dürfen nicht saugfähig sein oder müssen so modifiziert sein, dass sie die Aufnahme von Kraftstoff verhindern.

3. Jeder Raum, in dem der Tank gebaut wird, muss belüftet und mit einer Entwässerung ausgestattet sein, um die Ansammlung brennbarer Flüssigkeiten oder Dämpfe darin zu verhindern. Jeder Raum, der an den Raum angrenzt, in dem der Tank gebaut wird, muss ebenfalls gut belüftet und mit einer Entwässerung ausgestattet sein.

4. Der Kraftstofftank darf sich nicht so befinden, dass er im Falle eines Motorbrandes getroffen werden könnte.

5. Es muss nachgewiesen werden, dass die Lage des Tankaufstellortes in keiner Weise den Betrieb des Luftfahrzeugs oder die Bewegungsfreiheit der an Bord befindlichen Personen einschränkt und der austretende Treibstoff keine unmittelbaren Auswirkungen auf die an Bord befindlichen Personen haben kann.

6. Schäden an der Struktur aufgrund einer harten Landung, bei der die Fahrwerkslast den geforderten Zahlenwert überschreitet, die Gesamtlast jedoch die Werte für eine Notlandung nicht überschreitet, dürfen nicht zur Zerstörung des Treibstofftanks führen bzw Kraftstoffleitungen.

UL 2 § 971 Kraftstofftank-Ablaufwanne

1. Jeder Kraftstofftank muss, wenn er dauerhaft installiert ist, über einen entleerbaren Auffangbehälter verfügen, der in allen normalen Positionen am Boden und im Flug wirksam ist und dessen Volumen entweder 0,10 % des Tankvolumens oder 120 cm beträgt3 (Maßgeblich ist der größere Wert). Sollte dies nicht der Fall sein,

a. Ein zugänglicher Schlammbehälter oder ein 25-cm-Ablauftank muss in das Kraftstoffsystem eingebaut werden3 a

2. Der Ablauf des Kraftstofftanks muss so gebaut sein, dass bei normaler Lage am Boden das Wasser von allen Teilen des Tanks zum Schlammtank oder Abwassertank fließt.

3. Die Entwässerung muss leicht zugänglich und leicht in Betrieb zu nehmen sein.

4. Jeder Auslass des Kraftstoffsystems muss mit einer Vorrichtung ausgestattet sein, die sicher manuell oder automatisch in der geschlossenen Position verriegelt werden kann.

UL 2 § 973 Kraftstofftank-Einfüllstutzen

Die Einfüllstutzen der Kraftstofftanks müssen sich außerhalb des für Personen vorgesehenen Bereichs befinden. Eingefüllter Treibstoff darf nicht in den Raum, in dem sich der Treibstofftank befindet, oder in einen anderen Teil des Luftfahrzeugs außerhalb der eigenen Tanks fließen.

UL 2 § 975 Kraftstofftankentlüftung

Jeder Kraftstofftank muss an der Oberseite entlüftet sein. Außerdem müssen sie es

1. Jedes Entlüftungsventil muss so konstruiert und angeordnet sein, dass die Gefahr einer Verstopfung durch Eis oder andere Fremdkörper auf ein Minimum reduziert wird,
2. Jede Entlüftung muss so ausgelegt sein, dass das Ansaugen von Kraftstoff aufgrund von Unterdruck im Normalbetrieb verhindert wird.
3. Jede Entlüftung muss in den Freiraum geführt werden.

UL 2 § 977 Kraftstoffsieb und -filter

1. Zwischen dem Kraftstoffauslass des Tanks und dem Vergasereinlass (oder der motorgetriebenen Kraftstoffpumpe, falls installiert) muss ein Kraftstoffreiniger (Kraftstofffilter) angebracht werden.

2. Am Auslass jedes Kraftstofftanks muss sich ein zylindrisches Sieb mit drei bis sechs Maschen pro Zentimeter befinden (Ansaugkorb). Der Durchmesser des Siebs muss mindestens dem Durchmesser des Auslasses des Kraftstofftanks entsprechen und die Länge des Siebs muss mindestens dem Doppelten des Durchmessers des Auslasses des Kraftstofftanks entsprechen.

3. Jedes Sieb oder jeder Filter muss zur Inspektion und Reinigung leicht zugänglich sein.

UL 2 § 993 Kraftstoffleitungen und Anschlüsse

1. Jede Kraftstoffleitung muss so installiert und befestigt werden, dass übermäßige Vibrationen vermieden werden und den Belastungen standgehalten werden, die durch den hydrostatischen Druck des Kraftstoffs und durch Flugvervielfachungen entstehen.

2. Jede Treibstoffleitung, die an solchen Teilen des Flugzeugs befestigt ist, deren Position sich untereinander ändern kann, muss mit einem flexiblen Element ausgestattet sein.

3. Flexible Schläuche müssen nachweislich für den vorgesehenen Zweck geeignet sein.

4. Austretender Kraftstoff aus einem Rohr oder einer Verbindung darf sich nicht direkt auf heiße Oberflächen oder Geräte auswirken und so einen Brand verursachen oder Personen an Bord direkt beeinträchtigen.

UL 2 § 995 Kraftstoffhähne und deren Steuerung

1. Es muss eine Vorrichtung installiert werden, die es dem Piloten ermöglicht, die Treibstoffzufuhr zum Triebwerk während des Fluges schnell zu unterbrechen.

2. Der Rohrabschnitt zwischen Kraftstoffabsperrventil und Vergaser muss so kurz wie möglich sein.

3. Jedes Kraftstoffabsperrventil muss entweder feste Anschläge oder eine wirksame Verriegelung in der „offenen“ und „geschlossenen“ Position haben.

III. Ölsystem

UL 2 § 1011 Im Allgemeinen

1. Wenn der Motor mit einem Ölsystem ausgestattet ist, muss dieses System den Motor mit einer ausreichenden Menge Öl bei einer Temperatur versorgen, die den Maximalwert für einen sicheren Dauerbetrieb nicht überschreitet.

2. Jedes Ölsystem muss über ein nutzbares Volumen verfügen, das für die maximale Flugzeit ausreicht.

UL 2 § 1013 Öltank

1. Öltanks müssen so gebaut sein, dass

a. die Anforderungen gemäß Punkt UL 2 § 967 Absätze 1., 2. und 4. erfüllt haben und
b. allen Vibrationen, Trägheitskräften und hydrostatischen Belastungen standhalten, die im Betrieb auftreten können.

2. Der Ölstand muss ohne Demontage der Deckelteile (außerhalb des Einfülldeckels) und ohne Werkzeugeinsatz überprüft werden können.

3. Wenn der Öltank im Motorraum eingebaut ist, muss er aus hitzebeständigem Material bestehen.

UL 2 § 1015 Prüfungen von Öltanks

Öltanks müssen gemäß Punkt 2 von UL § 965 geprüft werden, wobei für Druckprüfungen ein Druck von 0,035 MPa verwendet werden muss.

UL 2 § 1017 Ölleitungen und -verbindungen

1. Ölleitungen müssen UL Abschnitt 2 § 993 entsprechen und jede Ölleitung und Verbindung muss aus einem Material bestehen, das den maximalen Betriebsöltemperaturen standhält.

2. Das Entlüftungsrohr muss so angeordnet sein

a. An keiner Stelle kann sich Kondenswasser ansammeln, das gefrieren könnte, oder Öl, das die Leitungen verstopfen könnte.
b. Austritt aus dem Entlüftungsrohr, wenn der Ölschaum keine Brandgefahr darstellen kann oder das aus dem Rohr austretende Öl nicht die Windschutzscheibe vor der/den Person(en) an Bord oder dem/den Piloten verunreinigen kann.

IV. Kühlung

UL 2 § 1041 Im Allgemeinen

Die Kühlausrüstung des Triebwerks muss in der Lage sein, die Temperatur aller Triebwerkskomponenten und Motorbetriebsflüssigkeiten innerhalb der vom Triebwerkshersteller für alle erwarteten Betriebsbedingungen festgelegten oder vom Flugzeughersteller für diese Betriebsbedingungen geforderten Grenzwerte zu halten.

V. Ansaugsystem

UL 2 § 1091 Luftversorgungssystem

Das Luftversorgungssystem muss die Versorgung des Motors mit der erforderlichen Luftmenge unter allen zu erwartenden Betriebsbedingungen sicher gewährleisten. Das Eindringen von Fremdkörpern (Gras, Schmutz etc.) muss wirksam verhindert werden, am besten durch einen Filter (Sieb).

VI. Abgasanlage

UL 2 § 1121 Im Allgemeinen

1. Die Abgasanlage muss wirksam eine sichere Ableitung der Abgase ohne Brandgefahr und ohne Kontamination des für Personen vorgesehenen Raums mit Kohlenmonoxid gewährleisten.

2. Jeder Teil des Abgassystems, dessen Oberfläche heiß genug ist, um brennbare Flüssigkeiten oder Dämpfe zu entzünden, muss so angeordnet und abgedeckt sein, dass Leckagen aus einem System, durch das brennbare Flüssigkeiten oder Dämpfe strömen, durch Flüssigkeitskontakt oder Dampf keinen Brand verursachen können Teil der Auspuffrohre einschließlich ihrer Abdeckungen.

3. Alle Teile der Abgasanlage müssen einen ausreichenden Abstand zu benachbarten brennbaren Teilen haben oder durch hitzebeständige Abdeckungen getrennt sein.

4. Die Abgase dürfen sich nicht in der gefährlichen Nähe der Auslässe des Kraftstoff- und Ölsystems befinden.

5. Alle Teile der Abgasanlage müssen belüftet sein, damit nirgends eine unzumutbar hohe Temperatur entsteht.

UL 2 § 1125 Auspuffrohre

1. Das Abgasrohr muss aus feuerfestem Material bestehen und über Vorkehrungen verfügen, um Ausdehnungsschäden nach dem Erhitzen auf Betriebstemperatur zu verhindern.

2. Das Abgas- und Dämpfungssystem muss so montiert sein, dass es allen im Normalbetrieb auftretenden Vibrationen und Trägheitskräften standhält.

3. Teile der Abgasanlage, die mit Teilen verbunden sind, die ihre relative Position ändern, müssen flexibel verbunden sein.

VII. Motorsteuergerät und dessen Zubehör

UL 2 § 1141 Im Allgemeinen

Der Teil jedes Steuergeräts der Antriebseinheit, der sich im Motorraum befindet und auch im Brandfall in Betrieb bleiben muss, muss mindestens aus hitzebeständigem Material bestehen.

UL 2 § 1145 Zündschalter

1. Jeder Zündkreis muss mit einem separaten Schalter ausgestattet sein.

2. Jeder Zündstromkreis muss unabhängig eingeschaltet werden und seine Funktion darf nicht durch das Einschalten eines anderen Schalters beeinträchtigt werden.

3. Zündschalter müssen so angeordnet und konstruiert sein, dass ihre unbeabsichtigte Betätigung verhindert wird.

4. Der Zündschalter darf nicht als Hauptschalter für andere Stromkreise verwendet werden.

UL 2 § 1149 Propellergeschwindigkeit

Propellergeschwindigkeiten und -einstellungen müssen auf Werte begrenzt werden, die einen sicheren Betrieb unter normalen Betriebsbedingungen wirksam gewährleisten.

1. Während des Starts und Steigflugs mit der für den besten Steigflug empfohlenen Geschwindigkeit muss der Propeller die Motordrehzahl bei vollständig geöffnetem Gashebel so begrenzen, dass die maximal zulässige Geschwindigkeit nicht überschritten wird.
2. Beim Gleitflug mit Geschwindigkeit VNE Bei geschlossenem Einlass oder abgestelltem Motor darf der Propeller keine Drehzahl erreichen, die 110 % der maximal zulässigen Drehzahl des Motors bzw. Propellers überschreitet (maßgebend ist der niedrigere Wert).

UL 2 § 1191 Brandschutzwand

Das Triebwerk muss vom Rest des Flugzeugs durch eine Brandwand, eine Abdeckung oder gleichwertige Mittel getrennt sein, sofern die strukturelle Anordnung dies zulässt.

Die Brandwand oder Abdeckung muss so konstruiert sein, dass keine gefährlichen Mengen an Flüssigkeit, Gas oder Flamme aus dem Motorraum in andere Teile des Flugzeugs gelangen können.

Die Brandwand oder Abdeckung muss hitzebeständig und vor Korrosion geschützt sein.

UL 2 § 1193 Triebwerksabdeckungen und Triebwerksgondeln

Für die Motorabdeckung gilt:

1. Motorabdeckungen müssen so konstruiert und befestigt sein, dass sie den im Betrieb zu erwartenden Vibrationen, Trägheitskräften und Luftkräften standhalten.

2. Gehege müssen mit einer solchen Vorrichtung ausgestattet sein, dass die austretenden Stoffe aus allen Teilen der Gehege in allen üblichen Konfigurationen am Boden und im Flug schnell und rückstandsfrei abfließen können. Austretende Stoffe dürfen nicht an Orte abgeleitet werden, an denen eine Brandgefahr bestehen könnte.

3. Alle Teile der Motorabdeckung, die aufgrund der Nähe zu Teilen der Abgasanlage oder aufgrund des direkten Kontakts mit den Abgasen hohen Temperaturen ausgesetzt sind, müssen aus hitzebeständigem Material bestehen.

 

TITEL F – AUSRÜSTUNG

I. Im Allgemeinen

UL 2 § 1301 Funktion und Entwicklung

1. Jedes benötigte Ausrüstungsteil muss:

a. von einer Art und Gestaltung sein, die es ermöglicht, die erwartete Funktion zu erfüllen,
b. so gebaut sein, dass die für dieses Gerät geltenden Einschränkungen eingehalten werden, a
c. nach der Installation einwandfrei funktionieren.

Hinweis:
– Bei Temperaturen unter 0 °C, starkem Regen oder hoher Luftfeuchtigkeit darf die einwandfreie Funktion nicht beeinträchtigt werden.
– Bei Einbau einer Funkstation muss nachgewiesen werden, dass die elektrische Anlage des Luftfahrzeugs deren Funktion nicht beeinträchtigt.

2. Instrumente und sonstige Ausrüstung dürfen weder allein noch durch ihre Wirkung auf das Luftfahrzeug den sicheren Betrieb des Luftfahrzeugs gefährden.

UL 2 § 1303 Flug- und Navigationsinstrumente

Es müssen mindestens folgende Flug- und Navigationsinstrumente eingebaut sein:

1. Tachometer
2. Höhenmesser
3. Kompass

UL 2 § 1305 Motorsteuergeräte

Folgende Geräte müssen installiert sein:

1. ein Manometer, ein Thermometer und ein Drehzahlmesser, die vom Hersteller empfohlen werden oder für den Betrieb des Motors innerhalb der angegebenen Grenzen erforderlich sind,
2. Kraftstoffmengenanzeige für jeden Kraftstofftank, die auch für den angeschnallten Piloten deutlich sichtbar sein muss,
3. Ölmengenanzeige für jeden Tank, z.B. Ölmessstab.

UL 2 § 1307 Sonstige Ausrüstung

Für jede Person an Bord müssen Vierpunkt-Sicherheitsgurte installiert sein, die in der Lage sind, sie unter der Last zu halten, die bei einer Notlandung die vorgeschriebene Beschleunigung erzeugt.

Hinweis:
Siehe Abb. 3 für die empfohlene Installation von Sicherheitsgurten.

Feige. 3: Empfohlene Installation von Sicherheitsgurten

Feige. 3: Empfohlene Installation von Sicherheitsgurten

Warning:
1. Wenn möglich, empfiehlt es sich, Sicherheitsgurte zu installieren, deren Schultergurte so angepasst sind, dass bei plötzlichem Bremsen die Beckengurte (sofern sie nicht fest angezogen sind) nicht aus dem Beckenbereich bis auf Bauchhöhe gezogen werden können , sodass sich der Benutzer nicht unter dem Beckengurt ausstrecken kann.
2. Wenn zwischen dem Befestigungspunkt des Schultergurts und der Oberkante der Rückenlehne eine Gurtlänge von mehr als 152 mm vorhanden ist, sollten Maßnahmen zur Begrenzung der seitlichen Bewegung eingesetzt werden, z. B. Führungen, die sicher einen ausreichenden Abstand zwischen der Schulter herstellen Gurte, um das Risiko von Verletzungen oder Halsabschürfungen auf das geringstmögliche Maß zu reduzieren.
3. Wenn die Sitzlehne stark genug und hoch genug ist, dass die Geometrie der Sicherheitsgurte Abb. 3 entspricht (d. h. 650 mm), können die Schultergurte an der Sitzlehne befestigt werden oder über a zum Boden des Flugzeugs führen Führung.
4. Wenn die Rückenlehne stabil genug ist, ist es möglich, die seitliche Bewegung des Körpers während der in Punkt UL 2 § 561 angegebenen Beschleunigungen für Notlandebedingungen durch den Einsatz geeigneter Mittel, z. B. Schultergurtführungen, zu begrenzen.

II. Installation von Geräten

UL 2 § 1321 Anordnung und Sichtbarkeit

Flug- und Navigationsinstrumente müssen übersichtlich platziert und für jeden Piloten gut lesbar sein.

UL 2 § 1323 Tachometersystem

1. Das Tachometersystem sollte so kalibriert werden, dass der Tachometer unter MSA-Bedingungen die tatsächliche Geschwindigkeit auf Meereshöhe mit einem maximal zulässigen Systemfehler von nicht mehr als ±6 km/h oder ±5 %, je nachdem, welcher Wert größer ist, innerhalb der folgenden Geschwindigkeitsbereiche anzeigt:

a. ab 1,2 VS1 zu VNE mit eingefahrenen Klappen und
b. ab 1,2 VS1 zu VFE mit ausgefahrenen Klappen.

2. Die Feststellung, dass die Reparatur des Tachosystems im Flug erfolgen muss.

3. Das Tachosystem muss einen Geschwindigkeitsbereich von V habenS0 auf mindestens das 1,05-fache der V-GeschwindigkeitNE.

Hinweis:
Die Kalibrierung des Fluggeschwindigkeitssystems (IAS vs. EAS-Geschwindigkeiten) muss im Flughandbuch festgelegt werden.

UL 2 § 1325 Statisches Drucksystem

1. Jedes Gerät, dessen Körper mit statischem Druck verbunden ist, muss so angeschlossen sein, dass Fluggeschwindigkeit, Öffnen und Schließen von Fenstern, Feuchtigkeit oder andere äußere Einflüsse die Genauigkeit des Geräts nicht wesentlich beeinträchtigen.

2. Gesamt- und statische Drucksysteme müssen so ausgelegt und gebaut sein, dass:

a. die sichere Ableitung von Kondensfeuchtigkeit ermöglicht wurde,
b. Drahtdurchdringung und übermäßige Verformung oder Verengung in Biegungen wurden verhindert, a
c. die verwendeten Materialien langlebig, für den jeweiligen Zweck verwendbar und gegen Korrosion geschützt sind.

UL 2 § 1337 Leistungsgeräteinstrumente

1. Geräte und deren Verwaltung

a. Leitungen von Motorsteuergeräten, durch die brennbare Flüssigkeiten unter Druck strömen, müssen den Anforderungen gemäß Punkt UL 2 § 993 entsprechen.
b. Jede Rohrleitung, in der unter Druck stehende brennbare Flüssigkeiten transportiert werden, muss mit Leitblechen oder anderen Sicherheitsvorrichtungen an der Druckquelle ausgestattet sein, um zu verhindern, dass im Falle eines Rohrleitungsausfalls übermäßige Flüssigkeitsmengen freigesetzt werden.

2. Alle Tankanzeigen, die als Kraftstoffmengenanzeige dienen, müssen vor Beschädigungen geschützt werden.

III. Elektrische Systeme und Geräte

UL 2 § 1353 Design und Installation des Akkumulators

1. Akkumulatoren müssen gemäß den Bestimmungen dieses Abschnitts konstruiert und gebaut werden.

2. Explosive oder giftige Gase, die im Normalbetrieb oder infolge einer möglichen Fehlfunktion des Ladegeräts oder des Batteriesystems aus der Akkubatterie austreten, dürfen sich nicht in gefährlicher Menge im Flugzeug ansammeln.

3. Ätzende Flüssigkeiten oder Dämpfe, die aus dem Akkumulator austreten können, dürfen keine Schäden an der umgebenden Tragkonstruktion oder an angrenzenden wichtigen Teilen der Ausrüstung verursachen.

UL 2 § 1361 Anordnung des Hauptschalters

1. Die Anordnung des Hauptschalters muss ein sofortiges Abschalten der Stromquellen vom Hauptbus ermöglichen. Der Trennpunkt muss in der Nähe der vom Schalter gesteuerten Quellen liegen.

2. Die Anordnung des Hauptschalters muss so gestaltet sein, dass der Schalter im Flug für den Piloten gut erkennbar und zugänglich ist.

UL 2 § 1365 Elektrische Leiter und Zubehör

1. Jede elektrische Leitung muss einen ausreichenden Querschnitt haben und ordnungsgemäß verlegt, befestigt und angeschlossen sein, sodass die Entstehung eines Kurzschlusses und die Gefahr eines Brandes möglichst vermieden werden.

2. Jedes elektrische Gerät muss über einen Überlastschutz verfügen. Keine Sicherheitseinrichtung darf für mehr als einen für die Flugsicherheit wichtigen Kreis vorgesehen sein.

IV. Noch ein Gang

UL 2 § 1431 Funkkommunikations- und Navigationsgeräte

Jedes verwendete Gerät dieser Anlage muss die folgenden Bedingungen erfüllen:

1. Ausrüstung, einschließlich Antennen, darf weder an sich noch in der Art und Weise, wie sie verwendet werden, noch in ihrem Einfluss auf die Betriebseigenschaften des Luftfahrzeugs gefährlich sein.
2. Geräte und Vorrichtungen zu seiner Bedienung und Überwachung müssen so angeordnet sein, dass sie leicht bedient werden können. Die Installation muss so erfolgen, dass eine Überhitzung verhindert wird, beispielsweise durch ausreichende Belüftung.

 

TITEL G – BETRIEBSBESCHRÄNKUNGEN UND DATEN

UL 2 § 1501 Im Allgemeinen

1. Die in den folgenden Absätzen aufgeführten Betriebsgrenzen sowie weitere für den sicheren Betrieb erforderliche Beschränkungen und Daten sind festzulegen.

2. Betriebsbeschränkungen und andere für einen sicheren Betrieb erforderliche Daten müssen dem Piloten gemäß Unterabschnitt G zur Verfügung stehen.

UL 2 § 1505 Fluggeschwindigkeiten

1. Alle Fluggeschwindigkeiten müssen als angezeigte Fluggeschwindigkeit (IAS) ermittelt werden.

Hinweis:
Die Geschwindigkeit (EAS), die sich aus Festigkeitsbeschränkungen ergibt, sollte entsprechend neu berechnet werden.

2. Höchstgeschwindigkeit VNE darf 90 % der Höchstgeschwindigkeit (V) nicht überschreitenDF) durch Flugtests nachgewiesen.

3. Höchstgeschwindigkeit VDF, nachgewiesen durch Flugversuche, darf die bauartbedingte Höchstgeschwindigkeit V nicht überschreitenD.

UL 2 § 1507 Umsatzgeschwindigkeit

Die Drehzahl darf die Auslegungsdrehzahl V nicht überschreitenA  gemäß Punkt UL 2 § 335.

UL 2 § 1511 Geschwindigkeiten für den Betrieb von Klappen

Für jede positive Klappenausschlagseinstellung darf die maximal zulässige Geschwindigkeit für den Klappenbetrieb nicht V seinFE größer als 90 % der V-GeschwindigkeitF gemäß Punkt UL 2 § 335, auf dem die Tragkonstruktion bemaßt wird.

UL 2 § 1515 Geschwindigkeiten für Fahrwerke

Die maximal zulässige Geschwindigkeit für den Betrieb des Fahrwerks VLO muss für das Einziehfahrwerk ermittelt werden, wenn sie kleiner als die Höchstgeschwindigkeit V istNE.

UL 2 § 1517 Geschwindigkeit bei starken Turbulenzen

Maximal zulässige Geschwindigkeit bei starken Turbulenzen VRA darf die Auslegungsgeschwindigkeit V nicht überschreitenB ausgelegt für die maximalen Anforderungen an Böen im Flug, bestimmt gemäß Kapitel C, Punkt UL 2 § 335, Absatz 3.

UL 2 § 1519 Gewicht und Lage des Schwerpunkts

1. Das in Punkt UL 2 § 25 definierte Höchstgewicht ist als Betriebsbegrenzung festzulegen.

2. Die in Punkt UL 2 § 23 definierte Begrenzung der Schwerpunktlage ist als betriebliche Begrenzung festzulegen.

3. Das Gewicht des leeren Luftfahrzeugs und die entsprechende Schwerpunktlage sind gemäß Punkt UL 2 § 29 zu ermitteln.

UL 2 § 1521 Beschränkung der Antriebseinheit

Grenzwerte für ein Triebwerk müssen so festgelegt werden, dass die vom Motoren- oder Propellerhersteller angegebenen Grenzwerte nicht überschritten werden, es sei denn, der Antragsteller kann hinreichend nachweisen, dass höhere Grenzwerte in Verbindung mit seinem Flugzeug sicher angewendet werden können.

UL 2 § 1529 Betrieb – technisches Handbuch

Das Betriebs- und technische Handbuch jedes UL-Flugzeugs muss Informationen enthalten, die der Antragsteller für den ordnungsgemäßen Betrieb und die ordnungsgemäße Wartung als wichtig erachtet. Der Antragsteller muss mindestens die folgenden wichtigen Informationen in das Handbuch aufnehmen:

1. Gerätebeschreibung,
2. der Schmierplan, der die Zeitspanne zwischen den Schmierungen, die verwendeten Schmierstoffe und die für die einzelnen Geräte geltenden Schmierflüssigkeiten enthalten muss,
3. für einzelne Geräte zulässige Drücke und elektrische Belastungen,
4. Toleranzen und Einstellwerte, die für die ordnungsgemäße Funktion erforderlich sind, einschließlich Abweichungen von Steuerflächen,
5. Vorbereitungen zum Blockieren, Heben und Ziehen auf dem Boden,
6. Unterscheidung zwischen tragenden und sekundären (Hilfs-)Strukturen,
7. die Zeit zwischen Inspektionen und Einstellungen, die für die ordnungsgemäße Wartung des Luftfahrzeugs erforderlich sind, und die Art und Weise ihrer Durchführung,
8. besondere Vorbereitungen für Flugzeugreparaturen,
9. besondere Kontroll- und Einstellvorbereitungen,
10. Liste der Spezialwerkzeuge,
11. Angaben zum Wiegen und zur Bestimmung der Schwerpunktlage, die für den sicheren Betrieb des Luftfahrzeugs erforderlich sind,
12. Feststellung von Laufzeitbeschränkungen oder Lebensdauerbeschränkungen (Austausch oder Wartung) von Teilen, Zubehör und Zusatzgeräten, die diesen Beschränkungen unterliegen,
13. Materialien, die für Kleinreparaturen notwendig sind,
14. Reinigungs- und Wartungsempfehlungen,
15. Daten über den Bau, die Wartung und die Kontrollen des Rettungssystems,
16. Verfahren zur Demontage, Montage und zum Bodentransport, Angaben zu Abstütz- und Anschlagpunkten,
17. Liste der Etiketten und Markierungen und deren Position.

I. Markierungen und Etiketten

UL 2 § 1541 Im Allgemeinen

1. Das Flugzeug muss ausgerüstet sein

a. Kennzeichnung und Etiketten gemäß den Punkten UL 2 § 1545 bis UL 2 § 1547.
b. alle weiteren Zusatzdaten, Gerätekennzeichnungen und Etiketten, die für den sicheren Betrieb notwendig sind.
c. ein feuerfestes Kennzeichen, das mindestens folgende Angaben enthält: Typenbezeichnung, Hersteller, Seriennummer, Baujahr, Kennzeichen.

2. Alle in Absatz 1 dieses Punktes genannten Kennzeichnungen und Etiketten:

a. muss an einer gut sichtbaren Stelle angebracht werden, a
b. Sie dürfen nicht leicht gelöscht, verändert oder nicht deutlich sichtbar sein.

3. Die auf den Etiketten verwendeten Maßeinheiten müssen mit denen auf den Messgeräten übereinstimmen.

UL 2 § 1545 Kennzeichnung des Tachometers

Markierung Geschwindigkeitsbereich Bedeutung
grüner Bogen 1,1 VS1 bis VRA normaler Betriebsbereich
gelber Bogen VRA bis VNE Gebiet mit erhöhter Vorsicht, nur bei ruhigem Wetter
rote vertikale Linie na VNE Höchstgeschwindigkeit, die nicht überschritten werden darf
weißer Bogen 1,1 VSO bis VFE Geschwindigkeitsbereich mit vollständig ausgefahrenen Klappen
gelbe vertikale Linie VA Manövriergeschwindigkeit

UL 2 § 1547 Magnetkompass

Wenn ein Kompass eingebaut ist und die Abweichung für jeden Kurs nicht weniger als 5° beträgt, muss neben dem Kompass eine Tabelle mit Abweichungswerten für Kurse, geteilt durch maximal 30°, vorhanden sein.

UL 2 § 1549 Motorsteuergeräte

Für jedes vorgeschriebene Motorsteuergerät, sofern für den Gerätetyp zutreffend:

– Alle Maximal- und, sofern vorhanden, Minimalwerte für einen sicheren Betrieb müssen mit einem roten Radialstrich gekennzeichnet sein.

UL 2 § 1553 Kraftstoffmengenanzeige

Jeder Treibstoffmengenanzeiger muss so gekennzeichnet sein, dass er im Horizontalflug „Null“ anzeigt, wenn der im Tank verbleibende Treibstoff der unerschöpflichen Menge gemäß Absatz 2 von UL § 959 entspricht.

UL 2 § 1555 Bezeichnung von Bedien- und Kontrollelementen

1. Jedes Steuer- und Bedienelement im Cockpit, mit Ausnahme der Hauptsteuerung, muss entsprechend seiner Funktion und Art der Nutzung deutlich gekennzeichnet sein.

2. Die farbliche Kennzeichnung von Bedienelementen und Bedienelementen muss mit den in Punkt UL 2 § 780 festgelegten Farben übereinstimmen.

3. Für das Steuergerät des Kraftstoffsystems gilt:

a. Jede Kraftstofftank-Umschaltsteuerung muss so gekennzeichnet sein, dass ihre Position für den jeweiligen Tank sichtbar ist.
b. Ist aus Gründen der Betriebssicherheit bei der Verwendung mehrerer Tanks die Einhaltung einer bestimmten Reihenfolge erforderlich, ist die Reihenfolge, in der die Tanks verwendet werden müssen, auf dem Kraftstofftankschaltgerät oder in dessen unmittelbarer Nähe zu kennzeichnen.

UL 2 § 1557 Verschiedene Markierungen und Etiketten

1. In jedem Gepäckraum muss ein Aufkleber angebracht sein, der das maximal zulässige Gewicht der Ladung angibt.

2. Die Kraftstoffeinfüllöffnungen bzw. deren Deckel müssen mit der Markierung des Mischungsverhältnisses des Kraftstoff-Öl-Gemisches versehen sein.

3. Jedes UL-Luftfahrzeug muss mit einem Etikett mit folgendem Text versehen sein: Dieses Luftfahrzeug (Sportfluggerät) unterliegt keiner Genehmigung durch die Zivilluftfahrtbehörde der Tschechischen Republik und wird auf eigene Gefahr des Benutzers betrieben. Akrobatische Elemente und absichtliche Korkenzieher sind verboten.

4. Jedes UL-Flugzeug muss über ein für den Piloten gut sichtbares Schild mit der Aufschrift „Betriebsdaten und -beschränkungen“ mit den folgenden Informationen verfügen:

– Leergewicht
– Abfluggewicht
– Nutzlast
– Gewicht im Gepäckraum
– das Mindestgewicht des Piloten
– zulässige Geschwindigkeit VNE
– Fallgeschwindigkeit VS0
– Auslegungsdrehzahl VA
– ggf. V-GeschwindigkeitenFE, VLO

Hinweis:
Kann das maximale Abfluggewicht des Luftfahrzeugs durch die Treibstoffmenge überschritten werden, ist beim Befüllen der Tanks mit Treibstoff das Gewicht der Besatzung und des Gepäcks auf dem Etikett anzugeben.

5. Kennzeichnung der pyrotechnischen ZS (sofern die SLZ damit ausgestattet ist):

a. Kleines Symbol – direkt auf dem ZS platzieren, oder in dessen unmittelbarer Nähe (bei im Drachen eingebautem ZS außen am Rumpf im Bereich des Schusses platzieren).

Grafische Form: ein etwa 7 cm hohes gelbes gleichschenkliges Dreieck mit der Aufschrift:

„PYROTECHNISCHES GERÄT.
Vorsicht vor unsachgemäßer Handhabung.
VERLETZUNGSGEFAHR“.

6. Großes Symbol – von beiden Seiten auf die Seitenleitwerksfläche aufsetzen, möglichst auf dessen feste, unbewegliche Teile.

Grafische Form: ein etwa 13 cm hohes gelbes gleichschenkliges Dreieck mit der Aufschrift:

„Im Flugzeug ist ein pyrotechnisches Gerät angebracht.
Vorsicht vor unsachgemäßer Handhabung.
VERLETZUNGSGEFAHR“.

II. Flughandbuch

UL 2 § 1581 Im Allgemeinen

1. Für jedes Luftfahrzeug ist ein Flughandbuch zu erstellen und einzureichen. Es muss mindestens die in den beiden folgenden Absätzen genannten Informationen enthalten.

2. Alle in den beiden folgenden Absätzen nicht genannten Daten sowie sonstige Daten, die für den sicheren Betrieb erforderlich sind oder auf einer ungewöhnlichen Bauart, ungewöhnlichen Betriebsweise oder ungewöhnlichen Betriebseigenschaften beruhen, müssen in der Anleitung angegeben werden.

3. Die Fluggeschwindigkeitsangaben auf dem Anzeiger und im Flughandbuch müssen in den gleichen Einheiten angegeben werden.

UL 2 § 1583 Betriebsbeschränkungen

1. Geschwindigkeiten. Folgende Angaben müssen gemacht werden:

a. Fluggeschwindigkeit VNE, VRA, VA, und ggf. VFE und VLO zusammen mit der Definition ihrer Bedeutung,
b. Verkehrsbeschränkungen hinsichtlich der zulässigen Windgeschwindigkeiten.

2. Gewichte. Folgende Angaben müssen gemacht werden:

a. maximales Abfluggewicht,
b. das Gewicht des leeren Flugzeugs und die entsprechende Lage des Schwerpunkts,
c. Frachtverteilung.

3. Netzteil. Es müssen Beschränkungen des Antriebsstrangs festgelegt werden.

4. Zatížení. Folgende Angaben müssen gemacht werden:

a. Gewichtsbegrenzung und Extremlagen des Schwerpunkts gemäß Punkt UL 2 § 25 sowie Teile des Luftfahrzeugs, die im Leergewicht des Luftfahrzeugs gemäß Punkt UL 2 § 29 enthalten sind,
b. Daten, anhand derer der Pilot feststellen kann, ob die Lage des Schwerpunkts und die Lastverteilung bei unterschiedlichen Lastkombinationen noch innerhalb des vorgegebenen zulässigen Bereichs liegen,
c. Daten zum korrekten Einsatz abnehmbarer Last für jede Lastverteilung, die den Einsatz abnehmbarer Last erfordert.

5. Umsätze. Die zulässigen Kurven, für die das Zertifikat ausgestellt wird, müssen zusammen mit dem zulässigen Bereich der Klappenstellungen ermittelt werden.

6. Vielfache. Es werden folgende positive Betriebsumsatzmultiplikatoren ermittelt:

a. Vielfaches für VA, was dem Vielfachen am Punkt A der Einhüllenden gemäß Abb. 1 entspricht
b. Vielfaches für VNE, was dem Vielfachen am Punkt D der Einhüllenden gemäß Abb. 1 entspricht

UL 2 § 1585 Betriebsdaten und -verfahren

1. Es müssen Daten zu Normal- und Notfallverfahren sowie alle zusätzlichen Daten bereitgestellt werden, die für einen sicheren Betrieb erforderlich sind.

2. Es müssen Informationen zu den Verfahren zur Durchführung eines sicheren Starts und einer sicheren Landung in den entsprechenden festgelegten Entfernungen gemäß Punkt UL 2 § 51 bereitgestellt werden, einschließlich Verfahren zum Steuern bei Seitenwind und Angaben zu den höchsten zulässigen Seitenwindkomponenten. Es müssen sichere Landeverfahren bei ausgeschaltetem Motor vorhanden sein.

3. Folgende Informationen sind anzugeben:

a. die Geschwindigkeit für die beste Steiggeschwindigkeit, die nicht niedriger sein darf als die, die beim Nachweis der Einhaltung von Punkt UL 2 § 65 verwendet wurde;

4. Überziehgeschwindigkeit in verschiedenen Konfigurationen;

5. Höhenverlust vom Beginn des Absturzes aus dem Direktflug bis zur Wiederaufnahme des Horizontalflugs gemäß Punkt UL 2 § 201.

6. Sofern zum Starten des Triebwerks im Flug besondere Verfahren erforderlich sind, müssen diese ebenfalls aufgeführt werden.

7. Sichere Montage-, Nivellierungs- und Abstiegsverfahren, die voraussichtlich vor und nach dem Flug vom Piloten durchgeführt werden und unbemerkte Schäden verursachen könnten, müssen gemeldet werden.

8. Es müssen Daten über die Funktion und den Betrieb des Rettungssystems bereitgestellt werden.

 

UNTERABSCHNITT J – PROPELLER

I. Design und Herstellung

Der Hersteller gibt Hinweise, für welche Typen, Motorleistungen und Montageart der Propeller vorgesehen ist.

UL 2 § 1917 Materialien

Die Eigenschaften und Haltbarkeit der vom Propellerhersteller verwendeten Materialien müssen:

1. durch Erfahrung oder Versuche nachgewiesen werden,
2. den Spezifikationen entsprechen, die sicher belegen, dass seine Festigkeit und erforderlichen Eigenschaften mit den vorgeschlagenen Werten übereinstimmen.

UL 2 § 1919 Zuverlässigkeit

Die Konstruktion und Herstellung muss die Möglichkeit minimieren, dass zwischen zwei Inspektionen gefährliche Propellerzustände auftreten.

UL 2 § 1923 Regelung der Propellereinstellungen

Die Eignung des Einbaus eines verstellbaren oder verstellbaren Propellers muss mit der jeweils zuständigen Behörde abgeklärt werden.

II. Festigkeitsprüfungen von Propellern

1. In Typprüfungen vorgeschriebene Prüfungen feststehender Holzpropeller

Der neuartige Massivholzpropeller (Monobloc) muss einem Festigkeitstest unterzogen werden, indem er sich mit einer Geschwindigkeit dreht, die dem 1,23-fachen der höchsten Betriebsgeschwindigkeit entspricht. Die Dauer der Prüfung beträgt 5 Minuten, der Propeller darf keine Schäden oder bleibende Verformungen aufweisen.

2. Prüfungen anderer in Typprüfungen vorgeschriebener Propellertypen

a. Der neue Propellertyp muss durch Überlastung der Nabe und der Wurzelteile der Blätter mit einer Belastung getestet werden, die dem doppelten Wert der Zentrifugalkraft der maximal zulässigen Umdrehungen des Propellers entspricht. Die Last wirkt min. 1 Stunde ist eine statische Belastung oder eine Belastung durch Umkippen auf 1,4 maximal zulässige Umdrehungen zulässig, wobei der Blatteinstellwinkel Null beträgt.
b. Der neue Propellertyp muss einer Festigkeitsprüfung durch Drehen mit einer Geschwindigkeit unterzogen werden, die dem 1,23-fachen der höchsten Betriebsgeschwindigkeit für einen Zeitraum von 5 Minuten entspricht. bei der betrieblichen Einstellung des Anstellwinkels der Klinge.
c. Je nach Ausführung und Art der verwendeten Materialien werden weitere Anforderungen (z. B. Ermüdungstests) von der zuständigen Behörde festgelegt.

Hinweis:
Ein individuell angefertigter Holzpropeller kann aufgrund von Erfahrungswerten zugelassen werden, wenn die Zusammensetzung und Qualität des Holzes, aus dem er gefertigt ist, ersichtlich ist.

Ein individuell gefertigter Propeller aus Verbundwerkstoffen muss immer geprüft werden, indem er auf eine Drehzahl gedreht wird, die dem 1,1-fachen der höchsten Betriebsdrehzahl entspricht. Prüfungsdauer 5 Minuten.

Unter Einzelanfertigung versteht man Propeller, die über keine Baumusterprüfung verfügen.

 

ANHANG I. – RETTUNGSSYSTEME

A. Im Allgemeinen

1. Für den Einbau eines zertifizierten Rettungssystems (ZS) ist der Nachweis erforderlich, dass dieses die Anforderungen der Verordnung über Rettungssysteme für Ultraleichtflugzeuge vollständig erfüllt.

2. Der Einbau eines Rettungssystems in ein UL-Flugzeug durch dessen Hersteller oder Eigentümer muss vom Hersteller des musterzugelassenen ZS genehmigt werden.

3. Der Aufbau und seine Befestigungspunkte müssen in der Betriebsdokumentation des UL-Luftfahrzeugs beschrieben werden.

B. Belastung des Rettungssystems

1. Die Konstruktion zwischen den Befestigungspunkten der Tragseile des Rettungssystems muss so ausgelegt sein, dass sie der dynamischen Belastung, die bei der Inbetriebnahme des Rettungssystems auftritt, standhält und den vom Hersteller angegebenen Werten entspricht. Darüber hinaus ist es erforderlich, dass die Konstruktion und Befestigung der Sitze, Sicherheitsgurte und Folgekonstruktionen bis zu den Verankerungspunkten des Fahrzeugs den Kräften standhält, die durch das Gewicht der Besatzung infolge der dynamischen Erschütterung des Fahrzeugs entstehen.

2. Dynamischer Stoß multipliziert mit dem Faktor 1,5 = sichere Ladung.

Werden die Tragseile an mehreren Stellen der Tragkonstruktion befestigt, so muss jeder einzelne Befestigungspunkt die Last tragen, die wie folgt definiert ist:

Hauptvorhänge handelt es sich immer um Frontscharniere, die wie folgt dimensioniert sein müssen:

– Ein Hauptscharnier – müssen für eine sichere Belastung dimensioniert sein.
– Mehr Hauptscharniere (normalerweise 2) – jeder Kleiderbügel muss für die folgende Belastung ausgelegt sein: (sichere Last dividiert durch die Anzahl der Haupthänger) multipliziert mit dem Faktor 1,33.

Vorhänge hinten (stabilisierend).

– Die Stärke jedes Scharniers – Jeder einzelne Befestigungspunkt muss wie folgt dimensioniert sein: (sichere Belastung geteilt durch die Anzahl aller Befestigungspunkte, einschließlich der Hauptbefestigungspunkte) multipliziert mit einem Koeffizienten von 1,33.

Beispiel für die Berechnung der Belastung durch das Rettungssystem:

Eingabedaten: Fluggewicht 600 kg, Geschwindigkeit VD = 300 km/h, dynamischer Aufprall von ZS beträgt 5 g, das Flugzeug verfügt über 4 Scharniere (2 vordere Haupt- und 2 hintere Stabilisatoren), grundlegender Sicherheitsfaktor = 1,5, zusätzlicher Sicherheitsfaktor = 1,33.

Sichere Ladung:

FSicherheit = Fdyn * 1,5 = (600 * 9,81 * 5) * 1,5 = 44 N

Hauptscharnierbelastung:

Belastung der Hinterradaufhängung:

3. Bei der Auslegung der ZS-Anschlagpunkte ist zu berücksichtigen, dass die dynamische Einwirkung auf die Festigkeitsstruktur in allen folgenden Richtungen einwirkt:

a. in einer vertikalen Ebene von einer Richtung parallel zur Längsachse des Flugzeugs nach hinten in eine Richtung von 60° nach oben und
b. im Bereich von 30° nach beiden Seiten von der Symmetrieachse.

C. Aufbau des Rettungssystems

1. Die Befestigung des Rettungssystems muss auf ein maximales Vielfaches ausgelegt sein, das den vorgegebenen Flug- und Landebelastungsfällen einschließlich der vorgeschriebenen Belastung bei einer Notlandung entspricht.

2. Wenn sich das Rettungssystem vor dem Propeller befindet, muss eine solche Vorrichtung installiert werden, um eine Unterbrechung der Propellertragkabel zu verhindern.

3. Im Falle einer Inbetriebnahme des Rettungssystems müssen die Befestigung und die umgebende Festigkeitskonstruktion in der Lage sein, einen möglichen Rückstoß aufzufangen.

Warning: Das Ausmaß des Rückstoßes kann als numerischer Wert betrachtet werden.

4. Das Gerät, das das Rettungssystem aktiviert, muss so angebracht sein, dass es für den Piloten leicht zugänglich und auch unter Überlastbedingungen leicht zu bedienen ist.

5. Die Struktur zwischen den Befestigungspunkten der Tragseile und dem Sitz, einschließlich der Sicherheitsgurte, muss den Stoß beim Auslösen des Rettungssystems gemäß Kapitel B absorbieren können.

 

ANHANG II. – Schleppgleiter

Zusätzliche Anforderungen für das Schleppen von Segelflugzeugen durch Ultraleichtflugzeuge

Für Ultraleichtflugzeuge, die zum Schleppen von Segelflugzeugen und zum Selbstschleppen eingesetzt werden können, gelten folgende zusätzliche Anforderungen:

A. Im Allgemeinen

1. Aerotow besteht aus einem gezogenen Ultraleichtflugzeug mit Schleppvorrichtung und einem gezogenen Segelflugzeug.

2. Eine Anhängevorrichtung besteht in der Regel aus folgenden Elementen:

a. Anhängerkupplung,
b. Trennvorrichtung,
c. Messgerät zur Messung der kritischen Temperatur des Motors,
d. Ausrüstung zur Beobachtung des gezogenen Segelflugzeugs im Flug
e. Sicherheitsabschleppseil

3. Das Schleppen von Segelflugzeugen darf nur mit Ultraleichtflugzeugen erfolgen, die zum Schleppen zugelassen sind und dieser Zulassung entsprechen.

4. Die Genehmigung zum Abschleppen wird erteilt, wenn der Antragsteller gegenüber dem zuständigen technischen Prüfer von UL im Rahmen der Muster- oder Zusatzprüfungen nachweist, dass alle hier aufgeführten Anforderungen erfüllt sind (bei mustergenehmigten Flugzeugen entscheidet der Technischer Oberinspektor). UL mit Musterzulassung ist für Tragflächen von Ultraleichtseglern, Segelflugzeugen mit einem von der LAA CR ausgestellten technischen Zertifikat und Hängegleitern nicht erforderlich.

5. Die Genehmigung zum Schleppen und die für die Änderung erforderlichen Unterlagen sind in den Lufttüchtigkeitsgenehmigungsunterlagen aufgeführt. Die Genehmigung zum Abschleppen wird im SLZ-Technischen Zertifikat eingetragen. Die Eintragung erfolgt durch das Zentralregister der LAA auf Antrag des zuständigen Technikinspektors im Registrierungsblatt (Spalte „Bemerkungen“). Nähere Informationen zum Schleppflugzeug finden Sie im Flughandbuch bzw. im Beiblatt zum Flughandbuch.

B. Design und Konstruktion

I. Abschleppseilschalter

1. Die Kupplungssteuerung muss so angebracht sein, dass die Hand, die den Gashebel bedient, auch diesen Hebel bedienen kann. Der Controller muss leicht erreichbar sein und durch „Zug“ betätigt werden, ohne die sichere Steuerung des Schleppflugzeugs zu beeinträchtigen.

2. Der Fahrer muss gelb markiert sein. In der Nähe muss ein Schild mit der Aufschrift „Anhängerkupplung“ angebracht werden. Sein Hub sollte mindestens 50 mm betragen und darf 120 mm nicht überschreiten.

3. Die Steuerung zwischen Hebel und Anhängerkupplung muss leichtgängig funktionieren.

4. Die Betätigungskraft zum Lösen des Seils von der Schlinge darf 200 N nicht überschreiten, wenn die Schlinge mit einer Kraft Q belastet wirdName für Belastungsrichtungen gemäß Kapitel E, Absatz 1.

5. Der Controller muss so im Cockpit angebracht sein, dass die im vorherigen Absatz genannte Kraft problemlos abgeleitet werden kann.

II. Anzeige der kritischen Motorbetriebstemperatur

Um die kritische Temperatur des Motors während des Schleppens zu überprüfen, muss im Sichtfeld des Piloten ein kritischer Temperaturanzeiger angebracht werden, der vor der maximal zulässigen Temperatur warnt. Als kritische Motorbetriebstemperatur wird die Temperatur bezeichnet, bei der der Motor bei maximaler Motordauerleistung erstmals den maximal zulässigen Wert erreicht.

III. Ein Gerät zur Verfolgung eines geschleppten Segelflugzeugs während des Schleppens

Der Pilot des Schleppflugzeuges muss das geschleppte Segelflugzeug ohne besondere Manöver und ohne größere Körperbewegungen beobachten können. Die hierfür verwendeten Geräte müssen ein ruhiges und klares Bild des geschleppten Segelflugzeugs zeigen. Das Segelflugzeug muss im gesamten Bereich des Kegels mit einem Spitzenwinkel von 60° gemäß Abschnitt E.1 sichtbar sein.

IV. Abschleppseil und Sicherung

Es dürfen nur nichtmetallische Seile (z. B. Polyamid, Polyester etc.) verwendet werden. Die Dehnung des Abschleppseils unter der zulässigen Belastung darf maximal 30 % betragen. Seilverbindungen sollten durch eine geeignete Abdeckung (Beschichtung) vor Verschleiß (Abrieb) geschützt werden. Die tatsächliche Stärke des Schleppseils sollte nicht höher sein als die vom Schleppflugzeughersteller angegebene Seillast. Wird ein Seil mit höherer Festigkeit verwendet, muss dieses über eine Sicherung mit maximaler entsprechender Festigkeit verfügen, um den Schutz sowohl des Schleppflugzeugs als auch des Segelflugzeugs zu gewährleisten. Das Seil für den Luftschlepper sollte 40 m bis 60 m lang sein.

V. Anhängerkupplung

1. Die Anhängevorrichtung muss für die Belastungen gemäß Kapitel E ausgelegt sein. Sie muss so installiert sein, dass das Schleppseil in den in Kapitel E, Absatz 1 angegebenen Belastungsrichtungen nicht mit den UL-Steuerflächen des Flugzeugs kollidieren kann.

2. Das Lösen des Seils (Abschalten) muss bei der maximal zulässigen Belastung im gesamten Bereich des Kegels mit einem Spitzenwinkel von 60° gemäß Abschnitt E.1 möglich sein.

3. Die Anhängerkupplung muss ausreichend vor Verschmutzung geschützt sein.

VI. Kraftstoffpumpe

1. Ist gemäß Punkt UL 2 § 955 Absatz 2 der Einsatz einer Kraftstoffpumpe für den störungsfreien Betrieb des Motors erforderlich, muss zusätzlich eine Notkraftstoffpumpe eingebaut werden, die den Motor im Notfall sofort mit Kraftstoff versorgt bei Ausfall der Primärkraftstoffpumpe. Der Antrieb der Notkraftstoffpumpe muss unabhängig vom Antrieb der Primärkraftstoffpumpe sein.

2. Wenn die Normalpumpe und die Notpumpe noch in Betrieb sind, muss eine Anzeige oder Vorrichtung vorhanden sein, die einen Ausfall einer der Pumpen anzeigen kann.

3. Der Betrieb jeder Kraftstoffpumpe darf durch die Betriebsweise des Motors nicht so beeinflusst werden, dass gefährliche Situationen entstehen können, unabhängig von der Leistung des Motors oder dem Betrieb des Motors oder dem Betrieb anderer Kraftstoffpumpen .

C. Geschleppte Segelflugzeuge

1. Welche Segelflugzeuge zum Schleppen zugelassen sind, richtet sich nach dem Gewicht und der Steiggeschwindigkeit des Schleppers. Zulässige Abfluggewichte eines gezogenen Segelflugzeugs werden durch Flugversuche ermittelt. Die erforderlichen Geschwindigkeiten werden nach Kapitel D, Absatz 5 ermittelt.

D. Flugeigenschaften des Tragflügels

1. Tests mit mindestens drei repräsentativen Segelflugzeugtypen. Dabei sollten Maximalgewicht, aerodynamische Eigenschaften, Geschwindigkeitsbereich und Bodenverhalten so kombiniert werden, dass Ergebnisse auf der sicheren Seite erzielt werden.

2. Die Startstrecke eines gezogenen Luftfahrzeugs mit maximaler Tragfläche aus dem Ruhezustand bis zu einer Höhe von 15 m muss auf einer trockenen, ebenen, kurz geschnittenen Grasfläche unter normalen Bedingungen ermittelt werden. Die Startlänge darf maximal 600 m betragen.

Hinweis:
Die im Flughandbuch aufgeführte Startlänge der Tragfläche ist als Mittelwert von sechs Probeflügen zu ermitteln.

3. Die Aufstiegszeit vom Loslösen bis zu einer Höhe von 360 m über dem Startpunkt darf 4 Minuten nicht überschreiten

a. Startleistung (maximal) verwendet wird, a
b. Die Klappen befinden sich in der Startposition.

4. Die beste Steiggeschwindigkeit des Schleppbootes muss nach Korrektur auf MSA-Werte in einer Höhe von 1,5 m größer als 450 m/s sein, mit:

a. Nutzung der (maximalen) Startleistung,
b. mit eingefahrenem Fahrwerk (sofern das Schleppflugzeug über ein Einziehfahrwerk verfügt),
c. maximales Abfluggewicht,
d. Klappen in der für den Steigflug vorgesehenen Stellung,
e. ohne alle festgelegten Temperaturgrenzen zu überschreiten.

5. Die Mindestschleppgeschwindigkeit und die Schleppgeschwindigkeit für den besten Steigflug müssen durch Flugtests ermittelt werden. Die Mindestgeschwindigkeit des Flügels darf 1,3 V nicht unterschreitenS1 Schleppen von UL-Flugzeugen. Für die Anhängerkupplung gelten auch die Anforderungen gemäß Punkt UL 2 § 207, Absatz 1. und 2.

6. Die UL-Betriebsgrenzen des Flugzeugs dürfen in keiner Phase des Schleppvorgangs überschritten werden.

7. Die Betriebsgrenzen des Motors dürfen zu keinem Zeitpunkt des Schleppvorgangs überschritten werden.

8. Der Start und das Abschleppen dürfen keine außergewöhnlichen Fähigkeiten des UL-Flugzeugpiloten oder außergewöhnlich günstige Bedingungen erfordern. Befindet sich das gezogene Segelflugzeug außerhalb der normalen Position im Tragflächenprofil innerhalb des 60°-Spitzenwinkelkegels gemäß Absatz E.1., darf es keine außergewöhnlichen Fähigkeiten des UL-Flugzeugpiloten erfordern, um seine normale Flugposition wiederherzustellen.

9. Die Länge des Abschleppseils muss ermittelt werden. (40 bis 60 m werden empfohlen).

E. Festung

1. Es wird davon ausgegangen, dass sich das Schleppboot zunächst im gleichmäßigen Horizontalflug befindet und eine Kraft von 500 N (sofern kein genauerer Wert verfügbar ist) auf die Schleppleine in folgenden Richtungen wirkt:

a. nach hinten in Richtung der Rumpflängsachse,
b. in einer von der Horizontalebene des Rumpfes um 20° nach hinten und unten abweichenden Ebene,
c. in einer Ebene, die von der horizontalen Ebene des Rumpfes um 40° nach hinten nach oben abweicht,
d. in einer von der Vertikalebene abweichenden Ebene, die durch die Längsachse des Rumpfes verläuft, um 30° nach hinten zur Seite.

2. Es wird davon ausgegangen, dass sich der Kunstflugschlepp in den gleichen Bedingungen befindet wie in Absatz 1 dieses Kapitels definiert und die Belastung des Schleppseils aufgrund von Stößen plötzlich auf einen Wert von 1,0 Q ansteigtName. Die resultierende Seillast muss durch translatorische und rotatorische Trägheitskräfte ausgeglichen werden.

3 QName ist die maximale Nennfestigkeit der zugelassenen Tragflächen-Schleppleinensicherung.

Hinweis:
Die Nennfestigkeit sollte niemals kleiner als 200 daN gewählt werden, der empfohlene Wert liegt bei 300 daN.

4. Die Anhängevorrichtung muss für eine Nutzlast von 1,5 Q ausgelegt seinName, die in den in Absatz 1 dieses Kapitels festgelegten Anweisungen handeln.

F. Betriebsbeschränkungen und Daten

1. Das Flughandbuch muss folgende Angaben enthalten:

a. das maximale UL-Gewicht des Flugzeugs beim Schleppen,
b. Höchstgewicht des gezogenen Segelflugzeugs,
c. die maximale Nennfestigkeit der Abschleppseilsicherung,
d. Mindestgeschwindigkeit des Luftschlepps,
e. Tragflächengeschwindigkeit für den besten Steigflug,
f. Startlängen für mindestens 3 durch Versuche nachgewiesene Segelflugzeugtypen. Darüber hinaus können beispielsweise auch andere Segelflugzeugtypen aufgeführt werden, die mit den getesteten Typen vergleichbare entsprechende Eigenschaften aufweisen.

Darüber hinaus ist anzugeben, wie sich die Startlänge durch hohes Gras, Regentropfen oder Verschmutzung des Tragflächenprofils (Vorderkante) und hohe Lufttemperatur verlängert.

2. In der Kabine muss neben dem Tachometer ein Aufkleber angebracht werden

„Achten Sie sorgfältig auf die Geschwindigkeit im Tragflügel!“

3. Am gezogenen Segelflugzeug muss im Bereich des Schleppseilschalters ein deutlich sichtbares Schild mit der Nennfestigkeit der zugelassenen Schleppseilsicherung angebracht werden.

4. Triebwerkskontrollen und periodische Wartungen an UL-Flugzeugen, die zum Schleppen von Segelflugzeugen eingesetzt werden, müssen im vom Triebwerkshersteller vorgeschriebenen Umfang durchgeführt und durch entsprechende Eintragungen in der Betriebsdokumentation dokumentiert werden.

5. Die Anforderungen gemäß Punkt UL 2 § 1585, Absatz 1. „Daten zu normalen und Notfallverfahren“ werden auch für den Abschleppwagen verwendet, sofern sie diesen betreffen.

 

ANHANG III. – EINHEITLICHE LASTEN DES HINTEREN TEILS DES FLUGZEUGS

Sofern keine genaueren Berechnungen durchgeführt werden, besteht die Möglichkeit, die Belastung einzelner Strukturteile nach den unten aufgeführten Austauschmethoden für konventionelle Flugzeuge zu berechnen.

1. Belastung der horizontalen (vertikalen) Heckflächen

a. Bei Ruderausschlag - Manöver

b. der Fall einer Änderung des Anstellwinkels (Gieren) – Böe, Dämpfung

b1 – Tiefe des festen Teils der Heckflächen (Stabilisator, Kiel)
b2 – Tiefe des beweglichen Teils (Ruder)
bOP – Tiefe der Heckoberfläche BOP =b1 + B2

2. Querruderbelastung

bKR – Querrudertiefe
oo – Rotationsachse

3. Laden der Klappe

4. Aerodynamische Bremslast (Spoiler).

VVB – Höchstgeschwindigkeit mit ausgefahrenen aerodynamischen Bremsen
VA – Geschwindigkeit VA aus dem Vn-Diagramm

5. Belastung der Ausgleichsfläche (Schlitz)

 

ANHANG IV. – GRUNDLEGENDE LANDEFÄLLE

1. Mit Heckrad:

Landungsannahme horizontale Landung mit großem Anstellwinkel
Die vertikale Kraftkomponente im Schwerpunkt des Flugzeugs npr * G npr * G
Die horizontale Kraftkomponente im Schwerpunkt des Flugzeugs 0,25 * npr * G 0
Die vertikale Kraftkomponente auf die Räder des Hauptfahrwerks (npr – 0,667) *G (npr – 0,667) * G * b/c
Die horizontale Kraftkomponente auf die Räder des Hauptfahrwerks 0,25 * npr * G 0
Die vertikale Komponente der Kraft auf das Heckrad 0 (npr – 0,667) * G * a/c
Die horizontale Kraftkomponente am Heck 0 0

2. Mit Bugrad:

Landungsannahme horizontale Landung Landung mit hohem Anstellwinkel
mit geneigten Reaktionen mit dem Bugrad über dem Boden
Die vertikale Kraftkomponente im Schwerpunkt des Flugzeugs npr * G npr * G npr * G
Die horizontale Kraftkomponente im Schwerpunkt des Flugzeugs 0,25 * npr * G 0,25 * npr * G 0
Die vertikale Kraftkomponente auf die Räder des Hauptfahrwerks (npr – 0,667) * G * a1/c1 (npr – 0,667) *G (npr – 0,667) *G
Die horizontale Kraftkomponente auf die Räder hl. Chassis 0,25 * npr *G* a1/c1 0,25 * npr * G 0
Vertikale Kraftkomponente am Bugrad (npr – 0,667) * G * b1/c1 0 0
Horizontale Kraftkomponente am Bugrad 0,25 * npr *G* b1/c1 0 0

 

Fahrwerk mit Heckrad Fahrwerk mit Bugrad

Horizontale Landung

Horizontale Landung auf drei Punkten

Landung mit hohem Anstellwinkel

Horizontale Landung mit dem Bugrad über dem Boden

Landung mit hohem Anstellwinkel

 

Seitliche Belastung der Räder des Hauptfahrwerks:

Radlast beim Bremsen:

Zusätzliche Heckradlast:

Zusätzliche Bugradlast: