B ü r o : Radetzkystraße W I E N Telefax: Tel.: Kl. 9204, 9208 Wien, am 29. April betreffend den

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1 FLUGUNFALLKOMMISSION B ü r o : Radetzkystraße W I E N Telefax: Tel.: Kl. 9204, 9208 Wien, am 29. April 1992 Pr.Zl /6-FUK/92 GUTACHTEN UND VORSCHLÄGE betreffend den Flugunfall mit dem Motorsegler Type DG 400, Kennzeichen OE-XXXX, am 20. April 1991 um 11:14 Uhr UTC*) neben dem Flughafen Graz, Gemeinde Feldkirchen bei Graz, Steiermark. Zusammensetzung der Flugunfallkommission (bestellt mit Bescheid des Bundesministeriums für öffentliche Wirtschaft und Verkehr vom 29. April 1991, Pr.Zl /2-FUK/91): Dr. Alfred GANSER Vorsitzender Ing. Rudolf ZEIRINGER Sachverständiger für Flugbetrieb und Luftfahrzeugtechnik Der Flugunfall wurde im vereinfachten Verfahren untersucht. *) Alle in diesem Bericht angeführten Zeiten entsprechen Universal Coordinated Time (Lokalzeiten wurden ent sprechend geändert).

2 INHALTSÜBERSICHT Seite ALLGEMEINES UNTERSUCHUNG Flugverlauf Flugvorbereitung Verletzung von Personen Beschädigung des Luftfahrzeuges Andere Beschädigungen Besatzung Luftfahrzeug Flugwetter Navigationsanlagen Funksprechverkehr Flugplatz- und Bodeneinrichtungen Flugschreiber Prüfung des Bruches Lage des Bruches Zustand des Bruches Angaben über Feuerausbruch Andere Angaben Technische Untersuchung Sonstiges BEURTEILUNG UND SCHLUSSFOLGERUNGEN Beurteilung Schlußfolgerungen Unfallart Unfallursachen VORSCHLÄGE Sofortmaßnahmen Vorschläge des Sachverständigen... 17

3 A L L G E M E I N E S Luftfahrzeug Motorsegler Type DG 400, Kennzeichen OE-XXXX Triebwerk Kolbenmotor Rotax 505 Eigentümer 1. Privatperson 2. Privatperson 3. Privatperson Halter Privatperson Besatzung (Pilot) Männlich, 52 Jahre, tot Passagiere Keine Unfallort Neben dem Flughafen Graz in Verlängerung der Graspiste 35 W, Gemeinde Feldkirchen bei Graz, Steiermark, 340 m MSL Datum und Zeitpunkt des Unfalles 20. April 1991 um 11:14 Uhr Art des Fluges Segelflug (Hilfsmotorstart) Phase des Fluges Steigflug nach dem Start Datum und Zeitpunkt der Verständigung des Bereitschaftsdienstes 20. April 1991 um 11:16 Uhr

4 Datum und Zeitpunkt des Eintreffens der Flugunfallkommission am Unfallort 20. April 1991 um 12:30 Uhr Teilnehmer an der Untersuchung Flugunfallkommissionsmitglieder: Ing. Rudolf ZEIRINGER Sonstige Personen: Beamte des Gendarmeriepostenkommandos Feldkirchen Kurze Darstellung des Unfalles Kurz nachdem der Motorsegler abgehoben hatte, kam es zu einem Motorstillstand. Das Luftfahrzeug kippte nach einer leichten Linksdrehung in Steigfluglage über die linke Tragfläche ab und stürzte fast senkrecht zu Boden. Der Pilot wurde beim Aufschlag getötet, das Luftfahrzeug zerstört. 1. U N T E R S U C H U N G 1.1FLUGVERLAUF Der Flugverlauf einschließlich der Vorgeschichte und des Unfallherganges wurde aufgrund der Zeugenaussagen in Verbindung mit den Erhebungen der Flugunfallkommission am Unfallort (siehe 1.12) und den Ergebnissen der technischen Untersuchung (siehe 1.15) wie folgt rekonstruiert: Am 1. April 1991 absolvierte der Pilot seinen Erstflug auf einem Motorsegler der Type DG 400, Kennzeichen OE-XXXX, dessen Miteigentümer er seit kurzer Zeit war. Der Start erfolgte am Flugplatz Fürstenfeld. Der Flug dauerte 40 Minuten und verlief - ebenso wie ein im Anschluß daran von einem weiteren Miteigentümer durchgeführter 45-minütiger Flug - ohne Zwischenfall. Als der Pilot am selben Tag einen zweiten Flug auf OE-XXXX absolvieren wollte, kam es 7 Minuten nach dem Start zu

5 einem Motorstillstand. Der Pilot machte daraufhin nach erfolglosen Anlaßversuchen in der Nähe des Flugplatzes eine glatte Außenlandung. Eine Überprüfung der Zündund Treibstoffanlage erbrachte keinen Hinweis auf einen Defekt. Nach Erneuerung des Treibstoffilters und der Hauptsicherung (durchgeschmolzen), ließ sich das Triebwerk starten und lief normal. Der nächste Start mit dem gegenständlichen Motorsegler erfolgte am 20. April 1991 am Flughafen Graz. Um eine einwandfreie Funktion des Triebwerkes sicherzustellen, wurde dieses nochmals genau überprüft und ein Probelauf mit Vollgasproben durchgeführt. Um 11:12 Uhr startete der Pilot auf der für Flüge innerhalb des Segelfluggebietes Graz vorgesehenen Graspiste 35 W. Der Start verlief normal; der Steigflug war relativ steil. In einer Höhe von ca. 60 m über Grund verlor das Triebwerk hörbar an Leistung und kam unmittelbar darauf zum Stillstand. Der Motorsegler schien daraufhin in nahezu unveränderter Steigfluglage nach links zu kurven. Nach einer Richtungsänderung von ca. 45 kippte das Luftfahrzeug über die linke Tragfläche ab und stürzte, die Linksdrehung fortsetzend (insgesamt 180 ), fast senkrecht zu Boden. Der Pilot wurde beim Aufschlag getötet, das Luftfahrzeug zerstört. Der Crash-Sender (ELT) wurde aktiviert Flugvorbereitung Die gemäß 5 der Luftverkehrsregeln (LVR), BGBl. Nr. 56/1967 in der geltenden Fassung, erforderliche Flugvorbereitung wurde in dem für Motorsegler üblichen Ausmaß durchgeführt. Die Abgabe eines Flugplanes war gemäß 51 leg.cit. sowie bei Flügen innerhalb des Segelfluggebietes Graz nicht erforderlich.

6 1.2VERLETZUNG VON PERSONEN Art der Verletzung Besatzung Passagiere Dritte Tödlich BESCHÄDIGUNG DES LUFTFAHRZEUGES Am Motorsegler entstand Totalschaden. 1.4ANDERE BESCHÄDIGUNGEN An der Absturzstelle entstand geringer Flurschaden. 1.5BESATZUNG (Pilot) Männlich, Jahrgang 1938, österreichischer Staatsbürger; Inhaber des Segelfliegerscheines Nr. XXXX, ausgestellt am 24. August 1967 vom Bundesamt für Zivilluftfahrt (BAZ), gültig bis 28. Juli Startarten: Motorflugzeugschlepp-, Hilfsmotorstart Berechtigungen: zweisitzig geflogene Segelflugzeuge, Segelkunstflug, beschränkte Sprechfunkberechtigung, Motorsegler im Motorflug (erteilt am 25. April 1978) Flugerfahrung (exkl. Unfallflug) Segelflug (lt. Flugbuch Nr. 1): Ausbildung begonnen am 14. August Gesamt: 114:54 Stunden, 342 Starts Verantwortlicher Pilot: 102:07 Stunden, 244 Starts In den letzten 3 Monaten: 0:47 Stunden, 2 Starts Geflogene Muster: Bergfalke, Grunau Baby, Mg19, Blanik, SF25C, K8, L-Spatz, Bocian, H36, DG101 (26 Starts), SF27, Twin Astir (4 Starts), Mg23 Motorsegler im Motorflug (lt. Flugbuch Nr. 2): Ausbildung begonnen am 20. März Gesamt: 288:52 Stunden, 281 Starts Verantwortlicher Pilot: 231:46 Stunden, 223 Starts In den letzen 3 Monaten: 1:40 Stunden, 1 Start Geflogene Muster: Motorfalke SF25C, H36 Dimona Auf dem Unfallmuster: 0:47 Stunden, 2 Starts

7 1.6LUFTFAHRZEUG Motorsegler Type DG 400, Kennzeichen OE-XXXX Hersteller: Glaser Dirks, Bruchsal/BRD Werknummer / Baujahr: / 1987 Gesamtbetriebsstunden: 373:15 Stunden (103 Starts) Triebwerk: Rotax 505 (2-Zylinder-Reihenmotor, 2-Takt, Kolbeneinlaßsteuerung, Luftkühlung) Hersteller: Bombardier-Rotax, Gunskirchen/OÖ Werknummer / Baujahr: / 1986 Motorbetriebsstunden: 26:25 Stunden Letzte Wartung (25h-Kontrolle) am 12. September 1990 bei 25:22 Betriebsstunden; nächste Kontrolle bei 50 Betriebsstunden, spätestens am 18. Mai 1991, fällig. Luftschraube: HO11F-128B84 (2-Blatt-Holzpropeller, starr; Zahnriemenantrieb) Hersteller: Hoffmann, Rosenheim/BRD Werknummer / Baujahr: 68880C / unbekannt Bordpapiere, Ordnungszahl 9281, ausgestellt vom BAZ: - Eintragungsschein Nr. 2 vom 4. März Luftfahrzeug-Zulassungsschein vom 18. März Lufttüchtigkeitszeugnis vom 9. März 1987 Verwendungsart: Allgemeine Luftfahrt Einsatz-/Navigationsarten: Personenbeförderung, Sichtflüge bei Tag, Flüge mit Luftfunkstelle Letzte Feststellung der Lufttüchtigkeit am 14. September 1990 bei 369:50 Gesamtbetriebsstunden (25:22 Motorbetriebsstunden). - Lärmzulässigkeitsbescheinigung vom 18. März 1987 Nachweis der Haftpflichtversicherung: Grazer Wechselseitige, Pol.Nr. 7, , gültig vom 2. März 1991 bis 2. März Bewilligung für eine Luftfahrzeug-Funkstelle, Zl /87, ausgestellt am 16. Jänner 1987 von der Post- und

8 Telegraphendirektion für Steiermark in Graz.

9 1.7FLUGWETTER Am Unfallort herrschten zum Unfallzeitpunkt Sichtflug- Wetterbedingungen. Flugplatz-Wettermeldungen (MET REPORT) am Unfalltag: LOWG VRB 05 KT VIS 30 KM 1/8 CU 3000 FT T8/DP-1 QNH INS QFE 969 THR 35/970 NOSIG LOWG VRB 04 KT VIS 30 KM 2/8 CU 4000 FT T8/DP-2 QNH INS QFE 969 THR 35/970 NOSIG 1.8NAVIGATIONSANLAGEN Nicht betroffen. 1.9FUNKSPRECHVERKEHR Zum Unfallzeitpunkt fand kein Funksprechverkehr statt FLUGPLATZ- UND BODENEINRICHTUNGEN Nicht betroffen. 1.11FLUGSCHREIBER Nicht vorhanden. 1.12PRÜFUNG DES BRUCHES Lage des Bruches Das Wrack des Motorseglers lag knapp außerhalb der Umzäunung des Flughafens Graz (340 m MSL). Die Absturzstelle befand sich in Verlängerung der Graspiste 35 W, ca. 15 m westlich der Pistenmittellinie bzw. ca. 400 m nördlich der Schwelle 17 W. Etwa 50 m nördlich der Absturzstelle ging das ebene Gelände in eine Schottergrube über, welche sich ca. 300 m in Startrichtung erstreckte. Der rechte Grubenrand lag in Verlängerung der Pistenachse 35 W und grenzte an die westliche Flughafenumzäunung. Rechts davon wäre zwischen der Umzäunung und der Betonpiste 17/35 ein für eine Notlandung geeigneter Grasstreifen von ca. 100 m Breite zur Verfügung gestanden.

10 Das Luftfahrzeug steckte mit dem Rumpfvorderteil fast senkrecht im Erdboden; die Oberseite wies gegen die Startrichtung. Die Tragflächen hatten zu beiden Seiten ca. 10 cm tiefe Kerben im Erdreich hinterlassen Zustand des Bruches Der Rumpfvorderteil war einschließlich der Kabinenhaube bis in Höhe der Sitzwanne total zertrümmert. Der Pilot trug einen betriebsbereiten Rettungsschirm. Anschnall- und Schirmgurte waren beim Aufprall geschlossen. Die Seitenruderpedale und der Steuerknüppel waren ausgerissen; Steuerseile und Steuerstangen waren kraftschlüssig angeschlossen. Die Rumpfröhre war etwa in der Mitte zwischen Tragflächen und Leitwerk sowie am Leitwerksübergang abgebrochen. Das T-Leitwerk war der äußeren Form nach erhalten. Beide Tragflächen waren schwer beschädigt und steckten um die Holmachse verdreht im Rumpf. Die Bremsklappen waren ausgefahren. Die Stellung der Wölbklappen war nicht feststellbar. Das Triebwerk war über den Endanschlag hinweg vorgekippt; die Fangseile waren aufschlagbedingt gerissen. Der elektrische Einfahrmechanismus war nicht betätigt; der Spindelantrieb war aufschlagbedingt zerstört. Die Prüfung des Triebwerks erfolgte gesondert (siehe 1.15). Die Luftschraube befand sich in waagrechter Stellung. Ein Propellerblatt war ca. 20 cm von der Nabe abgebrochen. Die Bruchflächen wiesen auf einen glatten Bruch gegen die Flugrichtung hin; die Bruchränder waren mit Erdreich verschmutzt. Das andere Propellerblatt wies auf der Vorderseite ca. 30 cm von der Nabe eine in Umfangrichtung verlaufende Bruchlinie mit Erdablagerungen auf; die Rückseite zeigte Lacksprünge. Zum Zeitpunkt der Blattbrüche lag an der Luftschraube keine Leistung an. Propellerachse und -nabe waren ohne Befund (keine Beanstandung). Der Zahnriemen war unbeschädigt; Sitz und Spannung waren ordnungsgemäß.

11 Die im Cockpit (zerstört) getroffenen Feststellungen betrafen im wesentlichen Bedien- und Überwachungselemente des Triebwerkes. Der Hauptschalter war eingeschaltet. Der Brandhahn war unfallbedingt zerstört; er befand sich in geöffnetem Zustand. Die Stellung des Choke war nicht feststellbar. Der Drehzahlmesser schien unbeschädigt und zeigte NULL. Der Betriebsstundenzähler stand auf 26:25 Stunden. Schalterstellungen und Anzeigen am Universal-Bedienund Anzeige-Instrument DEI (Digital Engine Indicator): Gashebel - Leerlauf Startknopf - ohne Befund Zündschalter - ON Zündkreisschalter (Test I,II / I+II) - I+II Kippschalter für Zylinderkopftemperatur (T) / Batteriespannung (B) - T-Stellung Kippschalter für Variometer (statischer Druck / Totalenergiedüse) - STAT Kippschalter für Motorbetrieb / Segelflugbetrieb - AVIONIK+ENGINE Eine Auswertung der Kontrolleuchten für Motorraumdekel, Anlassen, Propellerstellung und Generator sowie des Displays für die Anzeige von Treibstoffvorrat, Motordrehzahl, Zylinderkopftemperatur bzw. Ladezustand der Batterie erschien nicht zielführend. Die Schmelzsicherungen waren eingerastet; großteils waren jedoch die Gehäuse zerstört. Die Hauptsicherung des Stromkreises war durchgeschmolzen. 1.13ANGABEN ÜBER FEUERAUSBRUCH Kein Feuerausbruch. 1.14ANDERE ANGABEN Gewicht und Schwerpunkt lagen im zulässigen Bereich.

12 1.15TECHNISCHE UNTERSUCHUNG Die Untersuchung des Wrackes an der Unfallstelle ergab keinen Hinweis auf ein Versagen der Steuerungsanlage oder eine Unzulänglichkeit an der Flugzeugzelle. Da ein Motorstillstand aufgrund der Zeugenaussagen als erwiesen erschien, wurde das Triebwerk in eingebautem Zustand Ing. Peter VYSKOCIL zur Erstellung eines technischen Gutachtens übergeben. Die Begutachtung ergab: Das Triebwerk ließ sich über die Propellernabe und das Kurbelwellenrad (Zahnriemen) mit der Hand durchdrehen. Zylinderblock und Kurbelgehäuse schienen unbeschädigt. Unmittelbar vor dem Zentralstecker (Zuleitung) der auf der Motorrückseite montierten Zündbox war die Isolation der Lade- und der Masseleitung des vorderen Zylinders durchgescheuert. Der zum Universal-Bedien- und Anzeige- Instrument (DEI) verlaufende Kabelstrang wies einschließlich der Steckverbindungen keine Schäden auf. Beim Zerlegen der beiden Vergaser wurde festgestellt, daß sich jeweils zwischen Membran und Membrandeckel bzw. Vergasergehäuse eine nicht meßbare Menge Treibstoff befand. Die Versorgungsleitung zwischen den Vergasern und dem automatisch sperrenden Brandhahn sowie der vor der elektrischen Treibstoffpumpe montierte Treibstoffilter waren treibstoffgefüllt. Eine gemäß den Anweisungen des Wartungshandbuches DG 400, Ausgabe April 1988, durchgeführte Prüfung der Fördermenge der elektrischen Treibstoffpumpe erbrachte annähernd den geforderten Mindestwert. Der beim Aus- und Einfahren des Triebwerkes automatisch sperrende Brandhahn war ohne Befund. Aus dem Rumpftank konnten ca. 10 l Treibstoff abgelassen werden. Nach Demontage der Auspuffanlage waren durch die Abgaskanäle Schleif- und Freßspuren an den Zylinderlaufflächen und Kolbenschäften erkennbar.

13 Da für die weitere Zerlegung des Triebwerkes Spezialwerkzeug notwendig war, wurde die Begutachtung im Herstellerwerk (Bombardier-Rotax) unter Aufsicht von Ing. Peter VYSKOCIL fortgesetzt: Vergaser (2 Stück MIKUNI) Das Schwimmernadelventil des AS-Vergasers (AS=abtriebseitig) war undicht. Der MS-Vergaser (MS=magnetseitig) sowie alle übrigen Vergaserbauteile waren ohne Befund. Zündkerzen (4 Stück BOSCH W4CC) Die Elektroden waren ohne Befund; die Kerzen waren dem Abnützungsgrad nach in neuwertigem Zustand. Sämtliche Kerzen zeigten ein "fettes" Verbrennungsbild. Zündanlage (elektronische Doppel-Magnetzündung) Trotz teilweiser Beschädigung der Isolation der Zündbox- Zuleitung konnte ein einwandfreier Prüflauf durchgeführt werden; Zündbox und Geber arbeiteten störungsfrei. Zylinder und Kolben Beide Zylinderköpfe waren ohne Befund. Die Laufflächen der Zylinder wiesen rundum Schleif- und Freßspuren auf, welche vom Zylinderfuß bis zum oberen Totpunkt verliefen. Im Falle des MS-Zylinders waren vier zu den Kolbenbolzenaugen um jeweils 45 versetzte Bereiche massiver Einwirkung erkennbar. Teilweise war es zwischen Lauffläche und Kolben zu Materialübertragungen gekommen. Die Steuerschlitze und Kanäle waren ohne Befund. Die Böden der Kolben zeigten geringe Verbrennungsrückstände. Es waren mittig punktförmige Materialabtragungen vorhanden; der AS-Kolben war infolge umfangreicher Materialablösungen auf einer Fläche von 13 x 25 mm fast durchgebrannt. Die Kolbenschäfte waren rundum von der Ringnutzone bis über die Kolbenbolzenaugen stark verkokt, ebenso die Kolbenunterseiten.

14 Die Kolbenringe waren in den Ringnuten durch eingelagerte Verkokungsrückstände bzw. abgetragenes Material blokiert. Unter der Verkokungsschicht waren jeweils Freßspuren erkennbar. Der MS-Kolben zeigte vier verkokungsfreie Bereiche massiver Freßspuren, welche mit jenen des Zylinders korrespondierten. Der AS-Kolben zeigte ebenfalls leichte, verkokungsfreie Freßspuren. Die Kolbenbolzen und deren Lager (Wälzlager) wiesen geringfügige Einlaufspuren auf. Die Bolzenoberfläche sowie die Pleuelstangen im Bereich des Pleuelauges waren leicht thermisch verfärbt. Kurbeltrieb Ohne Befund. Schmierstoff Der Betreiber teilte mit, daß das Triebwerk mit dem vom Luftfahrzeughersteller (Glaser-Dirks) empfohlenen Zweitakt-Öl Marke ARAL 2-TAKT HIGH ENERGY betrieben wurde. Der Triebwerkshersteller (Bombardier-Rotax) empfahl die Verwendung von Zweitakt-Öl der Marke CASTROL-TSC3, welches aufgrund von Erfahrungswerten äußerst geringe Verbrennungsrückstände erwarten läßt. 1.16SONSTIGES Auszug aus dem Flughandbuch für den Motorsegler DG 400, Ausgabe September 1982: 3.9 Ausfall des Triebwerkes Triebwerksausfall bei Start Ausreichend lange Startbahn - normal geradeauslanden mit ausgefahrenem Triebwerk - Wölbklappen L 1 (+ 12 ) - Bremsklappen nach Bedarf Zu kurze Startbahn - Entscheidung in Abhängigkeit von Position, Gelände und Höhe - Ausschalten von Brandhahn, Zündung und Hauptschalter - Triebwerk vermindert Gleitzahl auf 13!

15 2. BEURTEILUNG UND SCHLUSSFOLGERUNGEN 2.1BEURTEILUNG Das Luftfahrzeug war ordnungsgemäß zugelassen und haftpflichtversichert; ein gültiges Lufttüchtigkeitszeugnis war ausgestellt. Gewicht und Schwerpunkt lagen im zulässigen Bereich. Außer deutlichen Anzeichen von Kolbenfressen fand sich kein Hinweis auf ein technisches Gebrechen. Der Pilot war im Besitz der zur Durchführung des Fluges erforderlichen Berechtigung; sie war am Unfalltag gültig. Die Flugerfahrung des Piloten war ausreichend, seine Typenerfahrung jedoch gering. Hinweise auf eine physische oder psychische Beeinträchtigung des Piloten wurden nicht gefunden; eine Obduktion fand nicht statt. Meteorologische Faktoren können als Unfallursache ausgeschlossen werden. Der Motorsegler befand sich nach normal verlaufenem Start in relativ steilem Steigflug, als in ca. 60 m Höhe über Grund die Motorleistung nachließ. Kurz darauf kam es infolge Kolbenfressens zu einem Motorstillstand. Da das Triebwerk mit zu magerem Gemisch betrieben wurde, kam es durch Ansteigen der Verbrennungstemperatur zur Überhitzung der Motorteile. Materialabtragungen an den Kolbenböden und ein hoher Verkokungsgrad waren die Folge. Die starke Verkokung, welche durch Verwendung eines ungeeigneten Schmiermittels begünstigt wurde, führte zum Blokieren der Kolbenringe in den Ringnuten und bedingte eine ungenügende Abdichtung des Verbrennungsraumes. Die zwischen Kolben und Zylinder eindringenden Verbrennungsgase führten infolge zusätzlicher Wärmzufuhr zu einer übermäßigen Ausdehung der Kolben, wodurch der Freßvorgang eingeleitet wurde.

16 Bereits verkokte Freßspuren zeigten, daß bei dem vorliegenden Triebwerk zumindest einmal vor dem gegenständlichen Schadensfall ein derartiges "Kolbenfressen" eingetreten war. Der beim vorletzten Flug aufgetretene Motorstillstand (siehe 1.1) war vermutlich darauf zurückzuführen. Das Triebwerk ließ sich in abgekühltem Zustand, nachdem offensichtlich wieder ein ausreichendes Spiel zwischen Kolben und Zylinderlaufflächen vorhanden war, neuerlich starten und lief normal. Der vor dem Unfallflug durchgeführte Probelauf mit Vollgasproben verlief ebenfalls unauffällig. Erst durch den Vollastbetrieb in der Startphase wurden die Kolben neuerlich soweit überhitzt, daß es wiederum zum Kolbenfressen mit anschließendem Motorstillstand kam. Bei Motorseglern mit nach oben ausklappbarem Triebwerk, z.b. DG 400, bewirkt ein Motorstillstand ein den Anstellwinkel vergrößerndes Moment: -Durch Wegfall des Propellerschubes, welcher wesentlich über dem Flugzeugschwerpunkt wirkt, wird das Luftfahrzeug schwanzlastig. -Der zusätzliche Widerstand des ausgefahrenen Triebwerkes mit stehendem Propeller erzeugt ebenfalls ein schwanzlastiges Moment; hinzu kommt eine gravierende Verschlechterung des Gleitwinkels (1:13 statt 1:44). Somit ist bei einem im Steigflug auftretenden Motorstillstand ein besonders starkes Drücken des Steuerknüppels (Höhenruder) erforderlich und der Motorsegler in einen entsprechend steilen Gleitwinkel zu bringen. Das Flughandbuch des gegenständlichen Luftfahrzeuges enthielt diesbezüglich keinen Hinweis. Der Pilot hatte offensichtlich nach Ausfall des Triebwerkes zu wenig nachgedrückt. Das Luftfahrzeug verlor in fast unveränderter Steigfluglage rasch an Geschwindigkeit und kippte schließlich nach Unterschreiten der Mindestgeschwindigkeit über die linke Tragfläche ab. Ein Ausfahren der Bremsklappen wurde nicht beobachtet.

17 Die geringe Höhe über Grund machte es unmöglich, den unkontrollierten Flugzustand rechtzeitig zu beenden. Es konnte nicht rekonstruiert werden, ob die anfängliche Linksdrehung des Motorseglers bereits der Abkippbewegung zuzuschreiben war, oder ob der Pilot bewußt eine Linkskurve eingeleitet hatte; die vor ihm liegende Schottergrube bot keine Notlandemöglichkeit und könnte ihn zum Umkehren veranlaßt haben. Ebenso war nicht feststellbar, ob der Pilot versucht hatte, das Triebwerk neuerlich zu starten oder einzufahren. Das Luftfahrzeug war mit einem Notschalter ausgerüstet, mit welchem das Triebwerk unabhängig von der Propellerstellung rasch eingefahren werden konnte (Überbrükung der Sicherheitseinrichtungen). Damit wäre eine Reduzierung des schwanzlastigen Momentes und eine Vergrößerung des Aktionsradiuses des Luftfahrzeuges im Gleitflug möglich gewesen. Das Durchschmelzen der Hauptsicherung könnte die Folge eines aufschlagbedingten Kurzschlusses oder einer Überlast durch Betätigung des Starters (Kolben festgefressen) gewesen sein. 2.2SCHLUSSFOLGERUNGEN 2.2.1Unfallart Unkontrollierter Flugzustand 2.2.2Unfallursachen Pilot: Unterschreiten der Mindestgeschwindigkeit Luftfahrzeug: Triebwerksausfall (Kolbenfressen) 3. V O R S C H L Ä G E 3.1SOFORTMASSNAHMEN Keine.

18 3.2VORSCHLÄGE DES SACHVERSTÄNDIGEN 3.2.1Bei Motorseglern mit Klapptriebwerken sollte im Flughandbuch gesondert auf die Notwendigkeit des Nachdrükens bei einem Triebwerksausfall, besonders wenn dieser während des Steigfluges auftritt, hingewiesen werden Der Hersteller des gegenständlichen Luftfahrzeuges sollte aufgefordert werden, das Flug- bzw. Wartungshandbuch wie folgt zu ergänzen: -Bei jeder 25h-Kontrolle und vor allem nach jedem ungewöhnlichen Motorstillstand, ist eine Sichtkontrolle der Kolben und Zylinderlaufflächen durch den Abgaskanal durchzuführen. Auf diese Weise lassen sich ohne großen Arbeitsaufwand Freßspuren und der Verkokungsgrad feststellen. - Es sollten nur die vom Triebwerkshersteller empfohlenen Schmiermittel Verwendung finden. - Die Vergasermembran sollte zumindest alle 25 Stunden auf Dichtheit geprüft werden. -Lange Standläufe und mehrmalige Vollgasproben sollten unterbleiben. -Der Anzeige für die Zylinderkopftemperatur ist größte Aufmerksamkeit zu widmen; ideal wäre der Einbau eines Abgastemperaturmeßfühlers (EGT). Der Leiter der Flugunfallkommission Dr. Alfred GANSER