Ich behaupte ja die ganze Zeit nur, dass die Maschinen eben nicht die gleiche PS an den Prop legen und dass das der entscheidende Grund für den Geschwindigkeitsunterschied ist.

Achim, Alexis, ihr kommt mir vor wie ein altes Ehepaar :-)

Alt bin leider nur ich.

Hat aber den Vorteil, dass ich ihn kürzer ertragen muss.

In Bayern sagt man in solchen Fällen: „Bei dem muasst as Mai* extra daschlogn“.

(* Maul)

“Ich behaupte ja die ganze Zeit nur, dass die Maschinen eben nicht die gleiche PS an den Prop legen und dass das der entscheidende Grund für den Geschwindigkeitsunterschied ist.“

Da sind wir uns einig. Ich bin auch nicht so überzeugt, dass die Handbücher lügen. Ich habe sehr gute Erfahrung mit den Performance Charts von Handbüchern, wenn der Flieger in allen Belangen einwandfrei war. Aber ich flog auch schon immer vorwiegend ältere Flugzeuge und vielleicht war ja früher doch alles ehrlicher?

Die gleichen Werte für 2900 lbs (altes Handbuch) und 3400 lbs (neues Handbuch) machen aber auch mich stutzig. Beide POHs sind hier im Thread verlinkt. Das kann so nicht sein.

Was ich bei solchen Diskussionen eigentlich immer gut finde: Foto von Instrumenten im Cruise. Dann hat man den Beleg, ob das POH passt. Dazu könnten die Cirrus-Piloten hier was beitragen für NA und Turbo.

: Ich behaupte ja die ganze Zeit nur, dass die Maschinen eben nicht die gleiche PS an den Prop legen

: Da sind wir uns einig. Ich bin auch nicht so überzeugt, dass die Handbücher lügen

An irgendeiner Stelle müssen sie dann aber lügen, denn entweder stimmen die %BHP nicht, oder die TAS.

Oder der unterschiedliche Prop macht in 10.000 ft. wirklich 9 KTAS aus.

Siehe mein Post vom 31.10., 11:27

Siehe mein Post vom 31.10., 11:27

Meinst Du den Teil hier?

Interessant ist auch, dass 65 % MCP in der NA (310 hp) 15.5 GPH verbrauchen sollen und 65 % MCP in der Turbo (315 hp) nur 14.6 GPH. Auch das verstehe ich nicht

Nach meinem Verständnis (und bei Nachrechung mit den gängigen Formeln) sind die Werte bei der NA ROP und die bei der Turbo LOP ermittelt. Und ROP ist die Leistung nicht proportional zum FF.

Foto von Instrumenten im Cruise. Dann hat man den Beleg, ob das POH passt. Dazu könnten die Cirrus-Piloten hier was beitragen für NA und Turbo

Bitteschön: Unsere ist allerdings eine NA G2, deswegen auch noch den Auszug aus dem POH als 2. Bild.

13,3 gph (LOP) sind genau 64 % BHP.
ISA +9°C, 11.000 ft, 2.950 lbs (Handbuch bezieht sich auf 2.900 lbs). Also ist Interpolieren nötig: Book Speed lt. Tabellen ca. 174-175 KTAS, allerdings muss man lt. Handbuch 3 kts. für das TKS abziehen. Es fehlen also ca. 1-2 kts.

Die diskutierten ROP-Settings fliegen wir nie, aber ich probiere es demnächst mal aus und poste auch davon ein Foto. Aus der Erinnerung ist die Differenz zum Handbuch da aber etwas größer.

Aha! Klasse Input: in der Tat steht das so im POH: ROP für die NA und LOP für die Turbo. Das erklärt Vieles und wirft die Frage auf, warum LOP hier nicht effizienter ist und die % BHP Werte nicht stimmen.

Bei LOP werden oft viel zu hohe % BHP angenommen. Tatsächlich spart man sich mit LOP im Optimalfall 7 % bei gleicher Speed. Langsamer fliegen kann man auch ROP.

Solche POH habe ich nicht, nur die aktuellen der G3 NA und T.

1. Du willst mich veralbern, stimmt’s? Oder gibt es tatsächlich nur, was Du selbst besitzt und was nicht sein darf, wird einfach wegdefiniert?

ich habe den Screenshot eines G2 POH bereits oben gepostet, hier noch mal nur für Dich.

Handbücher werden verbessert, aktualisiert und korrigiert. Das müsstest Du wissen.

Am besten sieht man sich die POH der G6 NA und T an.

Es handelt sich um ein gültiges POH, Alexis. Du willst also sagen, die Werte für 2900lbs waren im G2 Handbuch falsch und die Kiste wäre da eigentlich sogar noch schneller?

Man kann nur die Werte für 3400 lb vergleichen (oder 3600 bei G5/6) und diese finden sich in den aktuellen Versionen der POH.

Ich bin nicht allwissend und ich kann die Diskrepanz nicht erklären. Ich weiß nur, dass in aktuellen POH die Werte für die selbe Masse stehen

WAS ich aber weiß ist, dass die NAs bis mindestens 10.000 Fuß schneller sind als die T.

NA bei 65 Prozent Power und FF 15,4: 168 ktas

T bei 65 Power und FF 14,6: 159 ktas

Und das obwohl die T 315 PS hat (65% von 315) und die NA 310 (65% von 310)

Andere Faktoren: T begrenzt auf 2500 rpm, NA 2700 - und sehr unterschiedliche Propeller. Dazu kommt der zusätzliche Widerstand durch die Ladeluftkühler.

PS: Erinnere ich mich richtig, dass TJ empört kritisiert wurde als er eine veraltete Version eines POH zitierte? Ein POH ist genau so lange „gültig“ bis es vom Hersteller aktualisiert wird.

Um was genau geht es denn hier eigentlich noch ?????

Nicht um die Beech - kannst dich wieder hinlegen.

WAS ich aber weiß ist, dass die NAs bis mindestens 10.000 Fuß schneller sind als die T.

NA bei 65 Prozent Power und FF 15,4: 168 ktas

T bei 65 Power und FF 14,6: 159 ktas

Und das obwohl die T 315 PS hat (65% von 315) und die NA 310 (65% von 310)

Und da eben ist der Fehler. Die Prozentangaben im Handbuch sind schlicht falsch. Haben Tobias und Andreas ja schön rausgearbeitet. Irgendjemandem ist nicht bewusst, dass zwischen ROP und LOP Leistung verloren geht.

Und dann ist da immer noch die erheblich längere Startstrecke der Turbo bei gleichem Gewicht und höherer Leistung, Abhebegeschwindigkeiten..... Der Prop macht unmöglich einen derart gravierenden Unterschied.

Vielleicht wird die SR22T nicht mit Vollgas gestartet :-)

Um was genau geht es denn hier eigentlich noch ?????

Ganz einfach:
Wer hoch (über FL100) und/oder Hot&High fliegen will, der hat besser einen Turbo, wer nicht hoch und nicht H&H fliegen will kann darauf verzichten.

Das wär aber für ne Forendiskussion zu einfach ;-)

>>> Und da eben ist der Fehler. Die Prozentangaben im Handbuch sind schlicht falsch.

Ich halte das Handbuch für korrekt. Die Prozent-Power-Angaben bei der T beziehen sich auf LOP, die der NA auf ROP. Ich verstehe nicht, was falsch sein soll. ROP werden Ts nicht im Cruise geflogen, außer man steht auf einen FF von 30 GPH.

Aber ich hab' jetzt keine Zeit ... später.

M.E. werden hier Äpfel mit Birnen verglichen. Der Motorrumpf ist gleich, aber der Turbo verändert die Charakteristik als auch die Betriebsgrenzen.

Die Motorkennlinien von Leistung und Drehmoment sowie Wirkungsgrad sind unterschiedlich.

Ein Aspekt ist, dass der Turbo durch den erhöhten Abgasgegendruck auch Leistung „frisst“ und die Aufladung zu höheren Temperaturen führt - ohne dass die Kühlleistung des Motors besser wird. Allein hieraus erscheint es mir logisch, das der T in niedrigen Höhen weniger verfügbare, dh auch erträgliche, Leistung hat...

Man kann das in der Grafik ja ganz gut sehen, wie die um 30 PS schwächere Mooney Acclaim der Ovation schon ab 2000ft wegzieht mit derselben Zelle (offenbar allerdings mit demselben Prop) und beide angeblich 65%.

PS: Erinnere ich mich richtig, dass TJ empört kritisiert wurde als er eine veraltete Version eines POH zitierte? Ein POH ist genau so lange „gültig“ bis es vom Hersteller aktualisiert wird.

Ich glaube, Dein Verständnis von POH ist jetzt auch nicht so viel weiter entwickelt, als jenes von TJ. Ein G6 Handbuch ist nicht einfach per se eine gültige Aktualisierung für ein altes G2 Handbuch. Das Handbuch, auf das ich mich beziehe ist das aktuelle für das Flugzeug in seiner Revision A10. So auch runterladbar auf der Website von Cirrus. Gültig ab SN 002 bis 2000irgendwas.

Zunächst finde ich es interessant, bei so einem Thema mal in die Tiefe zu gehen. Schließlich geht es um Verlässlichkeit von Angaben im POH, Marketing und Physik. Die Angaben im POH sind eben nicht einfach zu erklären.

"M.E. werden hier Äpfel mit Birnen verglichen. Der Motorrumpf ist gleich, aber der Turbo verändert die Charakteristik als auch die Betriebsgrenzen.

Die Motorkennlinien von Leistung und Drehmoment sowie Wirkungsgrad sind unterschiedlich.

Ein Aspekt ist, dass der Turbo durch den erhöhten Abgasgegendruck auch Leistung „frisst“ und die Aufladung zu höheren Temperaturen führt - ohne dass die Kühlleistung des Motors besser wird. Allein hieraus erscheint es mir logisch, das der T in niedrigen Höhen weniger verfügbare, dh auch erträgliche, Leistung hat..."

Und genau deswegen lohnt es sich in die Tiefe zu gehen: BHP sind Brake Horse Power - also das, was am Prop ankommt. Da braucht man dann keine Kennlinien mehr, denn P = M * n und es wurde auch schon hinreichend erklärt, dass es dabei eben genau nicht um Abgasgegendruck geht. Es sind BHP.

In geringerem Maße kann die Propellereffizienz eine Auswirkung haben. Steht auch schon geschrieben.

Der Thread war für mich lehrreich, da er Mängel der POHs zeigte für:

• % MCP ROP vs. LOP
• TAS = f(mass)
• vermutlich Leistungsangabe wegen Marketing (Vermutung basiert unter anderem auf climb rate)
• ich gar nicht wusste, dass die Turbo LOP (selbst im climb erlaubt) und die NA ROP betrieben wird

Der Thread könnte auch lehrreich sein bezüglich Propellerauslegung (https://www.epi-eng.com/propeller_technology/selecting_a_propeller.htm) und grundlegendem Zusammenhang von abgegebener Leistung und Wirkungsgrad.

Ferner hat er möglicherweise auch Erkenntnisse für erweiterte Missionsprofile durch Turbo gebracht. Hoffe ich.

Die S22T hat 315 PS am Boden und noch eine ganze Strecke danach. 315 PS sind 315 PS.

Natürlich hat die Turbo ein leistungsfähigeres Kühlsystem, das geht gar nicht anders. Dazu kommt bspw. ein Ladeluftkühler. Es wird auch insgesamt mit Sicherheit mehr Luft durch die Cowling geschleust, was Widerstand erzeugt.

Wir haben hier eine Kombination verschiedener Einflussfaktoren, der gewichtigste ist m.E. die unterschiedliche Herangehensweise beim POH.