Das stimmt so sicher nicht -- mit einem Turbo, egal wie er genannt wird, kann (und wird in der Praxis) ein Motor höhere Leistung produzieren als ohne Turbo -- mit TN eben nur in der Höhe und nicht am Boden.

Das stimmt so sicher nicht ;-)

Es hängt immer vom persönlichen Flugprofil und der Nutzung ab. Wenn Du annimmst, dass man auch ohne TN auf die gleichen Höhen fliegen würde, wie mit TN und dort nur weniger Leistung abruft, dann könnte an Deiner Aussage was dran sein - allerdings nur, wenn man den längeren Steigflug und damit die höhere Temperaturbelastung ohne TN ausser acht läßt. Wenn man berücksichtigt, dass die meisten Piloten mit TN die ich kenne, diesen einfach dazu nuzen, ein paar level höher bei gleicher Leistung zu fliegen (bzw. die ohne TN einfach normalerweise tiefer fliegen), dann läuft der Motor immer mit gleicher Leistung.

Zumal die Grundaussage relativ fragwürdig ist: Hat ein Flugmotor, der mit konstant hoher Leistung (also z.B. 85%) läuft tasächlich relevant mehr Verschleiss, als wenn er nur mit 65% läuft?
Kommen (wie oben angedeutet) non-turbo Motoren tatsächlich zuverlässig über die TBVO während es Turbomotoren nicht schaffen?

Meiner sehr geringen erfahrung nach hängt auch das mehr an den Standzeiten bzw. der regelmäßigen Nutzung, als an der Belastung im Reiseflug...

Super wie Du widersprichst, ohne überhaupt eine der Aussagen verstanden zu haben. Wenigstens schreibst Du ja, dass Du keine eigene Erfahrung hast.

Wolff schreibt genau das was ich auch ausdrückte. Fliege ich dank TN in FL200 mit 65%, statt in FL130 mit 65%, wird der Motor wesentlich stärker belastet, da es viel weniger Kühlmassenstrom gibt und dazu die Ansaugluft noch deutlich heißer ist. Das ist jetzt aber Turbo (ob TN oder wie auch immer) versus Saugmotor.

Mein Widerspruch ging gegen die Aussage, dass TN im Unterschied zu einem "klassischen Turbosystem" haltbarer ist und praktisch wie ein Saugmotor zu sehen ist. Das stimmt definitiv nicht, die thermische Beanspruchung ist ungleich höher, außer man lässt das Wastegate grundsätzlich offen, wozu man dann aber kein TN bräuchte. Auch führt der Druck im Abgassystem zu einer ungleich höheren Belastung der gesamten Anlage. Die Zylinder haben dazu noch eine geringere Verdichtung bei TN/TC, was die Effizienz deutlich senkt.

Habe ich einen Turbo (TN oder TC), nutze ich den auch -- warum sollte ich ihn sonst mit rumschleppen und die geringere Motoreffizienz akzeptieren?

Super wie Du widersprichst, ohne überhaupt eine der Aussagen verstanden zu haben. Wenigstens schreibst Du ja, dass Du keine eigene Erfahrung hast.

Wenn Du das denkst, dann kann ich auch nix gegen machen. Tut mir ja leid, dass ich bisher erst 3 Flugzeuge hatte und daher in der Tat nur bedingt eigene Erfahrung (nicht keine). Und ja, keines davon habe ich fabrikneu gekauft und bis zum ersten Motorenwechsel geflogen (und deswegen kann ich nicht die ganze Zeit bis zum Motorenwechsel was über das Nutzungsverhalten sagen). Aber anstatt zu behaupten, ich würde nix verstehen, könntest Du einfach die Daten von Deinen Fliegern mit/ohne Turbo nennen (also wie viel % der Zeit bis zur TBO Du sie geflogen hast und wann ein Motorenwechsel fällig war) - damit wäre hier Allen glaub ich mehr geholfen.

Fliege ich dank TN in FL200 mit 65%, statt in FL130 mit 65%, wird der Motor wesentlich stärker belastet, da es viel weniger Kühlmassenstrom gibt und dazu die Ansaugluft noch deutlich heißer ist. Das ist jetzt aber Turbo (ob TN oder wie auch immer) versus Saugmotor.

Ich hatte nie einen Flieger, mit dem ich ohne Turbo auf FL200 gekommen wäre und damit den Vergleich machen könnte - und auch die SR22 non turbo, die ich eine Zeit lang geflogen bin, schaffte bei FL130 noch so knapp 600ft/min (bei gefühlt "quälend langsamen" 95kt IAS), so dass ich auch damit selten auf oder gar über FL130 bin.

Was ich aber aus Erfahrung sagen kann: Im Sommer, bei ISA+10 läuft der (Turbo-)Motor in meiner Malibu bei 65% auf FL200 kühler, als auf FL130.

Sicher leigt das daran, dass der Motor auch nicht versteht, dass er wegen geringerem Kühlmassestrom eigentlich wärmer laufen müsste - oder vielleicht auch daran, dass er versteht, dass bei ISA-Temperaturgradienten der Kühlmassestrom bei gleicher Geschwindigkeit in jeder Höhe gleich ist (z.B. weil genau der Unterschied in der Luftdichte durch die niedrigere Aussentemperatur kompensiert wird) - nur, dass das Flugzeug auf FL200 eben schneller fliegt und deswegen tatsächlich dort der Kühlmassestrom bei gleicher Motorleistung sogar höher ist ?!?

nur, dass das Flugzeug auf FL200 eben schneller fliegt und deswegen tatsächlich dort der Kühlmassestrom bei gleicher Motorleistung sogar höher ist ?!?

Kühlmassenstrom ist durch die CAS definiert, nicht die TAS. Steigt die CAS etwa mit der Höhe? Ein Fehler im MS FSX-Modul Deiner Malibu?

Sicher leigt das daran, dass der Motor auch nicht versteht, dass er wegen geringerem Kühlmassestrom eigentlich wärmer laufen müsste - oder vielleicht auch daran, dass er versteht, dass bei ISA-Temperaturgradienten der Kühlmassestrom bei gleicher Geschwindigkeit in jeder Höhe gleich ist (z.B. weil genau der Unterschied in der Luftdichte durch die niedrigere Aussentemperatur kompensiert wird) - nur, dass das Flugzeug auf FL200 eben schneller fliegt und deswegen tatsächlich dort der Kühlmassestrom bei gleicher Motorleistung sogar höher ist ?!?

Die isentrop von der Luft aufgenommene Wärmeleistung ist oder für den Kühlluftmassenstrom durch eine feste Eintrittsöffnung , wobei die Geschwindigkeit tatsächlich die der TAS entspricht. Vereinfacht rechnen wir jetzt alles in ISA und gehen davon aus, daß die abgegebene Wärmeleistung des Motors konstant ist, also daß sich der Wirkungsgrad bei 65% Leistung über die Höhe nicht ändert. Der Beispielflieger fliegt dabei in FL65 150 KTAS mit Kopftemperaturen von 475K.

In FL65 beträgt die Luftdichte 1,008 kg/m³, die Temperatur beträgt 275K. In FL200 sind es 0,653 kg/m³ und etwa 250K.

Um die gleiche Wärmemenge aufzunehmen, müsste der Flieger dann mit 65% > 205 KTAS fliegen, denn die spezifische Wärmekapazität der Luft nimmt ja bei geringerer Temperatur auch etwas ab.

Ein Fehler im MS FSX-Modul Deiner Malibu?

Hat keinen Sinn, ich bin raus - viel Spass noch in Deiner Welt!

Kühlung eines Avgas-Motors bedeutet Wärmetransfer von der Zylinderoberfläche zur vorbeiströmenden Kühlluft. Die zu übertragende Wärmemenge ist proportional zur Leistungseinstellung (verbrannter Kraftstoff). Die Wärmeübertragung wiederum ist proportional zum Massenstrom (Volumenstrom x Dichte) und zum Delta-T, d.h. Temperaturdifferenz zwischen Zylinderrippen und Kühlluft. Die Zylinderrippen haben ca. 200°C bei einem normalen AVGAS-Motor.

Bei einer ISA-Atmosphäre habe ich in FL100 einen Druck von 70% von MSL und -5°C, d.h. delta-T 205°K. Bei FL230 habe ich einen Druck von 40% von MSL (58% von FL100) und -31°C, .d.h. delta-T 231°K, sprich 13% mehr delta-T als auf FL100. Dazu kommt allerdings noch ein größerer Volumenstrom wegen der höheren TAS nur geht das von den Faktoren bei weitem nicht auf, da ich bei einer Halbierung der Dichte fast eine Verdoppelung des Volumenstroms benötigen würde, was ich, wie leicht ersichtlich ist, jedoch nicht habe.

Übrigens ist der proportionale Faktor delta-T genau der Grund, warum flüssigkeitsgekühlte Motoren (Thielert & Co) tendenziell wesentlich mehr Drag erzeugen. Das Kühlmittel hat ca. 65°C statt 200°C für die AVGAS-Zylinderrippen, weswegen viel mehr Kühlluft erforderlich ist.

KühlMASSESTROM kann durch CAS abgeleitet werden (definiert wär wohl etwas übertrieben Achim, da würden wohl zahlreiche Physiker und Ingenieure auf der Welt anderer Meinung sein, und wenn wir schon auf den einzelnen Wörtern herumhacken ...).

Daraus darf aber nicht abgeleitet werden, dass in FL200 die KühlLEISTUNG (und die meinte Florian wohl offensichtlich, insbesondere wenn man den ganzen Satz zu Ende liest) geringer ist. Wieso muss eigentlich noch immer auf einzelnen Wörtern herumgehackt werden, wenn aus dem Sinnzusammenhang des Posts klar hervorgeht was gemeint ist.

Ich hab mir das zwar noch nicht ausgerechnet, aber die Vermutung (von Florian) liegt nahe, dass bei einem ISA Temperaturgradienten und idealem Gas tatsächlich die Kühlleistung bei gleicher TAS unverändert bleibt (jedenfalls aber nicht in gleinem Masse abnimmt, wie die Höhe zunimmt). Aufgrund des geringeren Widerstandes in FL200 bei gleicher Geschwindigkeit ist dann der Motor (wie von Florian beobachtet) kühler oder bei gleicher Leistung der Flieger schneller ist.

Und der Seitenhieb hinsichtlich MS FSX ... das ist eines Piloten nicht würdig, insbesondere wenn man nicht trifft !

...
Um die gleiche Wärmemenge aufzunehmen, müsste der Flieger dann mit 65% > 205 KTAS fliegen, denn die spezifische Wärmekapazität der Luft nimmt ja bei geringerer Temperatur auch etwas ab.

Auf solche Posts antworte ich doch gerne!

Die Rechnung den Gedankengang hatte ich auch so etwa (auch wenn ich keine Zeit hatte, die Rechung so aufzuschreiben). Die errechnete Geschwindigkeitszunahme für gleiche Kühlleistung ist etwas höher, als ich das in der Realität beobachte. Ceteris paribus würde ich bei dem von Dir beschriebenen Beispiel so etwa 195 KTAS mit meinem Flieger erwarten - ohne jetzt im Handbuch nachgeschaut zu haben- also etwas "zu langsam" für gleiche abgeleitete Wärmemenge.

Warum er in der Höhe dennoch kühler ist, als tiefer kann aus meiner Sicht zwei Gründe haben:

1. anderer Anstellwinkel in der Höhe führt zu einem besseren Luftstrom und damit in der realität besserem Kühlmassestrom (Du hattest ja mit konstantem Strömungsquerschnitt gerechnet).
2. Durch die höhere Differenztemperatur ist der Ladeluftkühler effizienter. Damit hat das Gasgemisch vor Verbrennung im Zylinder eine niedrigere Temperatur - was sehr stark zu niedrigeren EGTs und CHTs beitragen kann.

Muss heute Abend mal schauen, ob ich 2.) abschätzen kann. Man kann ja sehr leicht erkennen, dass bei einem Turbo mit Ladelufkühlung bei gegebenem MAP > Umgebungsdruck das einströmende Gas (bei ISA) immer kälter sein muss, als bei einem Saugmotor auf der Höhe in dem dieser MAP der Umgebungsdruck ist.
(Beispiel zur Erläuterung: Bei 24,9 inHG MAP hat bei einem Saugmotor auf 5000ft das einströmende Gemisch eine Temperatur von 5,1C. Bei einem Turbomotor mit Ladeluftkühlung auf FL 200 ist bei ebenfalls 24,9 inHG diese Temperatur (deutlich) unter 5,1C)

Toller Exkurs, aber der Thread handelte von was anderem, oder ?

Toller Exkurs, aber der Thread handelte von was anderem, oder ?

Ist ja nicht das erste Mal ! Aber solange die Diskussion sachlich geführt wird, wird sie auch dem Thread-Initiator nützen, die Motorfrage ist ja neben der Farbe der Sitze die zweitwichstigste Frage beim Flugzeugkauf ;-)

Turbo vs non Turbo: Nach meiner Auffassung kommt es darauf an wofür die Maschine eingesetzt werden soll. IFR - unbedingt Turbo, VFR und geringere höhen nicht notwendig.

Klimaanlage: Schon sehr angenehm besonders wenn im Anzug zu Geschäftsterminen geflogen wird.

Ich muss meine Aussage aus dem thread #2 revedieren. Eine Perspective gibt es wohl nicht mehr für €280.000, vor drei Jahren war ich auf der Suche un da gab es einige unter €300.000. Die angebotene 2007 müsste so um $450.000 neu gekostet haben.

Innen & Aussen sieht die Maschine schon zimlich gepimpt aus, da hat ein Reinigungsbetrieb ganze arbeit geleistet. Also 8/8 aussen und innen. Aber Achtung - die inneren Werte zählen. Eine pre buy wird es zeigen.

Die Frage der Farbe ist Geschmacksache aber Gold ;-) Besonders im wiederverkauf ehr schwierig, nicht ohne Grund über 2200 views.

Noch ein letzter tip: Keine G2 kaufen

Michael

Also meine Frau würde Gold (und Anthrazit und alle anderen Architekturfarben) sofort nehmen, alles was nicht weiß ist ist bei Ihr Favorit. Freit mich dass unser Geschmack unbeliebt ist, hat sicher einen positiven Einfluss auf die Preise im vorgesehen Einkauf ;-).

@Malte, kleine Korrektur:

"Die isentrop von der Luft aufgenommene Wärmeleistung..."

Der Begriff "isentrop" ist hier fehl am Platz. Die Entropie kann nur gleich bleiben, wenn eben keine Wärme übertragen wird. (delta S >= delta Q / T).

"die spezifische Wärmekapazität der Luft nimmt ja bei geringerer Temperatur auch etwas ab"

aber nur sehr sehr sehr wenig in dem Temperaturbereich, der hier relevant ist. (zwischen 250 K und 300 K)

Also ich sehe das so...

CAS = Staudruck als Geschwindigkeit ausgedrückt = sqrt(rho TAS^2 / rho_0)

KühlMASSESTROM = (dm/dt) = rho TAS A = rho_0 CAS^2/TAS

mit

rho = Luftdichte

rho_0=Luftdichte auf Meereshöhe in ISA-Bedingungen

TAS = wahre Geschwindigkeit

CAS = calibrated airspeed (was ein perfekter Airspeed Indicator anzeigen würde)

A = Einfangöffnung des Kühlluftstroms

Wie aus der letzten Gleichung ersichtlich, kann man auch bei gleicher CAS einen anderen Kühlmassestrom bekommen. In der Höhe wird dieser kleiner sein, da TAS größer sein wird.

Ich muß zugeben, bei meiner ersten Rechnung zwischen Tür und Angel habe ich einen kleinen aber wichtigen Fehler gemacht, natürlich wird die Temperaturdifferenz zur Bestimmung der Abwärme nicht durch die Lufteingangstemperatur und Zylinderkopftemperatur aufgespannt, sondern zwischen Kühllufteingangs- und Kühlluftausgangstemperatur. Die ganze Thematik ist natürlich nicht so trivial, wie ich sie gestern vormittag dargestellt habe. Ich versuche dennoch mal nciht zu spezifisch zu werden:

Bei der Betrachtung der Kühlung mit der Höhe kommt es immer auf den Vergleich der verfügbaren zur nötigen Kühlleistung an.

Die notwendige Kühlleistung ist dem Handbuch (hier am Beispiel einer T210N) mit einfacher Energiebilanz sehr einfach zu entnehmen: Für 60% MCP braucht der TSIO-520 80 PPH Avgas 100LL, also etwa 0,01 kg/s. Damit nimmt er bei einem Heizwert von 43,5 MJ/kg also 437,1 kJ/s chemische Energie auf. 60% MCP sind beim TSIO-520 127,51 kW mechanische Leistung. Der Rest, immerhin 309,59 kJ/s muß also thermisch raus. Für die Verbrennung brauchen wir stöchiometrisch die 14,7-fache Masse an Luft. Demnach schiebt dieser Motor bei diesem Leistungspunkt etwa 0,148 kg/s Luft durch den Motor. Diese Luft wird durch die Verbrennung erwärmt auf angenommen 1000K. Bei einer mittleren isobaren Wärmekapazität von Luft bei 1 kJ/kgK ergibt das eine Abwärme per Abgas von 113 kJ/s in 2000 ft bis zu 119 kJ/s in FL200. Es bleiben also an luftzukühlener Abwärme pummelig zwischen 197 kW (2000ft) und 191 kW (FL200) übrig, bleibt also weitestgehend konstant, wie für turbogeladene Motoren auch zu erwarten ist. Das ist zwar sehr über's Knie gebrochen und über den fetten Daumen gepeilt, kommt aber ganz gut hin (Faustformel ist, daß etwas die hälfte der installierten Leistung als Kühlung abgeführt werden muß).

Generell kann man das auch aus der Zustandsänderung des Verbrennungsgases herleiten: Für adiabate Kompression gilt ja bekanntlich mit R als Kompressionsverhältnis und Gamma als isentropenexponenten. Daraus lässt sich mit direkt ableiten . Die Temperatur des Verbrennungsgases ist also nur von der Kompression und dem Luft-Kraftstoff-Gemisch abhängig.

Wird der Motor nun bei konstanter Beladung mit verschiedenen Geschwindigkeiten geflogen, ist die dissipierte Wärme von der Geschwindigkeit, damit von der Umdrehung und so letztlich von der abgegebenen Leistung abhängig. Beim Betrieb mit gleicher Geschwindigkeit und unterschiedlicher Beladung ist dann die dissipierte Wärme von der Luftdichte und damit von der abgegebenen Motorleistung abhängig, da in beiden Fällen ja die Temperatur des Verbrennungsgases konstant ist.

Für nichtaufgeladene Motoren und aufgeladene Motoren oberhalb der Kritischen Höhe nimmt also die benötigte Kühlleistung mit der Höhe ab, während sie bei Turboaufgeladenen Motoren bis zur kritischen Höhe konstant bleibt.

Die Kühlung eines Zylinders ist stark abhängig von der Auslegung, also Kühlrippengeometrie, Material, Luftleitblechauslegung, Wandstärken, Nußeltzahl und Reynoldszahl der Strömung, und so weiter. Für die feste Geometrie und zur Abschätzung des Höheneinflusses gilt (siehe Literatur) wobei Lambda eine Funktion des Kühlrippenwirkungsgrades ist (welcher wiederum selber Funktion des Massenstroms ist) und in der Literatur am Boden für übliche Geometrien mit 0,66 abgeschätzt wird. (Ich nehme an, das liegt etwa dort, wo auch ein TSIO-520 arbeiten würde). Sowohl Massenstrom, als auch Kühlrippeneffizienz sinken mit zunehmender Höhe, damit auch die mögliche Wärmeabfuhr.

Wenn wir nun annehmen, daß der Widerstandsbeiwert des Flugzeuges über die Höhe weitestgehend konstant bleibt, erhalten wir über die Leistung des Motors und die Beiwertdefinition bzw. umgeformt, bezogen auf SL und nach der Geschwindigkeit aufgelöst ergibt sich direkt woraus auch ersichtlich ist, daß die Zunahme der Geschwindigkeit bei konstanter Leistung den Massenstromverlust durch Dichteänderung nicht wieder auffängt.

Weiterführende Literatur:

• Pinkel - Heat-Transfer Process in Air-Cooled Engine Cylinders
• Brevoort / Joyner - The problem of cooling an air-cooled cylinder on an aircraft engine
• Schreiner - Basiswissen Verbrennungsmotor
• Baehr / Stephan - Wärme- und Stoffübertragung
• Basshuysen / Schäfer - Handbuch Verbrennungsmotor
• Moss - Heat-Transfer in Internal Combustion Engines
• Brevoort - Principles Involved in the Cooling of a Finned and Baffled Cylinder

...und ich frage mich gerade: Wie kriegt er diese Formeln in den Text??? ;-)

https://www.codecogs.com/latex/eqneditor.php

He he, gute Frage Michael :)

Aber von wegen TN vs voll Turbo:

Kann es damit zu tun haben, dass Motoren, denen man ein TN aufpropft oft eigentlich Non-Turbo Motoren sind die dann "gepimpt" werden sozusagen? Ich meine damit vor allem die Rajay manuellen Turbos, die u.a. die Turbo Twin Commanche aber auch diverse Mooneys (einschliesslich solche mit O360) oder Seneca I haben?

Sicher, bei den TN Cirren ist das etwas anderst, aber ich frag mich schon, was die per STC gepimpten Rajay Mods für ne Auswirkung haben auf das Leben des Triebwerkes. Obwohl sie ja nicht mehr MP kriegen als sie eigentlich dürften.

Urs, sobald die Rayjays montiert sind geht die TBO von 2000 auf 1800hrs runter. Das machen die nicht zum Spaß, hatten Achim und ich weiter vorne schon beschrieben, was es mit dem Motor macht bzw welche Belastung da vor allem in der Höhe entsteht. Ganz vorn ist die CHT, die geht bei mir auf 390 Grad F in Fl180. Da zieht man freiwillig die kühlklappen....

Chapeu Malte !

Liebe Gemeinde,

zunächst einmal vielen Dank für die mannigfaltigen Hinweise und tips.

noch zur weiteren Info: ich befinde mich noch in der cb-ir Ausbildung. Die Cirrus sollte mein erster Flieger werden, die ich nicht in Heavy-imc betreiben möchte. Es soll Trips durch ifr ein bisschen planbarer und sicherer machen.

je mehr ich mich mit dem Thema ifr auseinander setze, Desto mehr tendiere ich zu fiki und Turbo nicht weil ich fiki praktizieren  möchte, sondern ehr als always have it never use it.

was ich mich noch frage lieber Echo oder November registrieren. Die Trustgeschichte mal außer acht gelassen, frage ich mich was bzgl Wartung besser ist?

comments?

Markus,

auf jeden Fall Enteisung für die Cirrus, habe schon of genug Eisansatz gehabt und war froh über die Entweisung. Turbo ist auch die richtige Wahl.

Echo oder N? https://www.pilotundflugzeug.de/forum/2018,04,02,08,3332266

Michael

Bezüglich der Wartung kann ich nur von der N-Seite berichten:

Erforderlich sind dort eine Jahresnachprüfung (Annual) und eine Kontrolle alle 100 h (was immer eher kommt). Weiterhin sind evtl. lebensdauerbeschränkte Teile zu wechseln bzw. zu kontrollieren. Hierfür ist jeder Halter selbst verantwortlich. In der Praxis sind das jedoch meist recht wenige Dinge, die lebensdauerbeschränkt sind (z. B. CAPS, Line Cutters, EMA-Controller). Alle zwei Jahre ist im Annual noch ein Transponder und Static Test erforderlich.

Als ich meine Maschine gekauft habe, gab es viele STC nur für N-reg und auch ließ sich N-reg recht gut grenzüberschreitend verkaufen. Ich weiß allerdings nicht, inwiefern sich da die EASA-Regularien inzwischen gelockert haben, so daß ich keinen wirklichen Vergleich anbieten kann. Vielleicht weiß jemand anders hier besser Bescheid?

Generell würde ich mir in diesem Zusammenhang auch immer überlegen, ob eine evtl. "Umflaggung" vom einen in das andere System bei Kauf wirklich sinnvoll ist. Meist ist das mit viel Bürokratie verbunden, so dass dies evtl. die Vorteile übersteigen kann...

Bezüglich FIKI und TKS würde ich mir überlegen, ob mit dem beschriebenen Anforderungsprofil (Nutzung nur als "Notnagel") eine komplette FIKI-Zertifizierung unbedingt notwendig ist oder ob die reine TKS-Version nicht evtl. auch ausreichend sein könnte. Dies macht schon eine gewissen Preisunterschied aus, da FIKI erst ab späten G3-Versionen verfügbar ist, wohingegen es zumindestens schon bei G2 (bei G1 bin ich mir nicht sicher) TKS-ausgerüstete Maschinen gibt. Somit sind auch ältere (und somit günstigere) G3 mit TKS verfügbar, mit FIKI hingegen nicht.

"daß die Zunahme der Geschwindigkeit bei konstanter Leistung den Massenstromverlust durch Dichteänderung nicht wieder auffängt."

Malte, kann man das für normal beatmete Motoren so zusammenfassen, daß mit der Höhe die Abnahme der Kühlwirkung durch die Dichteänderung nicht größer ist als der Leistungsverlust - daß man also den Lufteinlaßquerschnitt, wenn man ihn für Flug in 2000ft verkleinert/abklebt, ihn für die Höhe so lassen kann?

Ist dabei die unterschiedliche Außentemperatur berücksichtigt?

Meine (einmalige) Erfahrung im Frühsommer war, daß die Kühlung in der Höhe trotz Dauersteigflug nicht abgeklebt sehr gut ausreichend war, der Motor beim Abstieg aber weit, weit runtergekühlt wurde