Kampfflugzeugauslegung " Canards vs Strakes"

[Flusirainer]

Naja,mit Flügelfläche dürfte das wohl nicht allzuviel zu tun haben.
Der TORNADO hat nur knapp über die Hälfte an Flügefläche,kann intern aber fast genausoviel Treibstoff wie der EUROFHIGHTER fassen.

Die Su-27 (und darauf aufbauende Variationen) hat ordentlich Reichweite,mit nur rund 20% mehr Flügelfläche,aber fast doppelter Treibstoffkapazität.
Da scheint wohl eher ein anderes konstruktives Grundkonzept eine Rolle dabei zu spielen,wieviel Treibstoff intern mitgeführt werden kann.Und ich denke mal,das die unterm Rumpf hängenden Triebwerke reichlich Platz im Rumpf für entsprechendes Tankvolumen lassen.So dürften auch schon seitliche Lufteinlässe mehr Raum für Tankkapazität schaffen,als bei älteren Kampfflugzeugen mit zentralem Lufteinlauf.

 

[arneh]

Deltas haben prinzipiell den Vorteil ( nicht Nachteil ) der größeren Reichweite, weil in ein Deltatragwerk viel Treibstoff passt bei geringeren Flächenbelastung.

Daran kann es also nicht liegen. Besonders der EF hat eine enorme Deltefläche, entsprechend groß ist das Fassungsvermögen.

Bis auf begrenztem Stealth ( und seinem Preis ) hat der Eurofighter keine Nachteile !!

Deltas haben an sich den Nachteil, dass sie recht hohen induzierten Widerstand erzeugen. Dies tritt besonders zu Tage bei hohen Flächenbelastungen. Deswegen haben Deltas meist möglichst viel Flügelfläche. Sie haben wiederum den Vorteil, dass sie eine große Flügelfläche ganz gut vertragen: Sie werden Strukturell nicht zu schwer, da die Hebel recht kurz sind. Der 1g Widerstand steigt nicht exorbitant an.
Daher kann man recht gut ein Kampfflugzeug bauen, was leicht ist, schnell, gut beschleunigt auch transsonisch und supersonisch und excellente instationäre Wenderaten hat. Sprich man hat einen hervorragenden Abfangjäger. Dafür ist das Design ziemlich ideal.

Wofür sie sich in der Regel nicht gut eignen ist die Rolle als Lastesel. Da steigt dann eben der induzierte Widerstand stark an.
Das selbe geschieht im Langsamflug. Damit ist das Design nicht sonderlich prädestiniert für die Rolle als Bomber sowie zur Erzielung möglichst großer Reichweiten.
Insofern muss ich @Fliegernase zustimmen: Es hängt davon ab, was man haben möchte:
- Abfangjäger vs. Universalflugzeug vs. Jagdbomber
- Klein, wendig, Kurzstrecke vs. groß, Langstrecke

Und da sind die Anforderungen der betreffenden Nationen dann oft doch nicht ganz gleich, wie von @Fliegernase aus meiner Sicht recht treffend zugeordnet.

 

[Schorsch]

Deltas haben an sich den Nachteil, dass sie recht hohen induzierten Widerstand erzeugen. Dies tritt besonders zu Tage bei hohen Flächenbelastungen. Deswegen haben Deltas meist möglichst viel Flügelfläche. Sie haben wiederum den Vorteil, dass sie eine große Flügelfläche ganz gut vertragen: Sie werden Strukturell nicht zu schwer, da die Hebel recht kurz sind. Der 1g Widerstand steigt nicht exorbitant an.
Daher kann man recht gut ein Kampfflugzeug bauen, was leicht ist, schnell, gut beschleunigt auch transsonisch und supersonisch und excellente instationäre Wenderaten hat. Sprich man hat einen hervorragenden Abfangjäger. Dafür ist das Design ziemlich ideal.

Allerdings ist die tatsächliche Gleitzahl (clean, subsonic) am Ende vergleichbar. Da landen fast alle bei 9 bis 10. Im Endeffekt ist ein Eurofighter auch nicht so viel mehr Delta-Flügler als eine F-16.

- Abfangjäger vs. Universalflugzeug vs. Jagdbomber
- Klein, wendig, Kurzstrecke vs. groß, Langstrecke

Hat die Reichweite was damit zu tun? Die ist beim Eurofighter ja nicht unbedingt schlechter als bei der F-22, letztere hat den Vorteil des widerstandsarmen Nutzlasttransports. Die F-22 hat aber auch eine eher grottige Fuel Fraction.

Ich denke, dass - wie von mehreren Usern mit anerkannten Detailwissen bereits angemerkt - die F-22 vor allem wegen Stealth so aussieht wie sie aussieht. Der Eurofighter vor allem wegen Supercruise und Supersonic Turn.

 

[Toryu]

Da landen fast alle bei 9 bis 10. Im Endeffekt ist ein Eurofighter auch nicht so viel mehr Delta-Flügler als eine F-16.

Wobei der EF natürlich auch den Vorteil des geringeren Trim Drag hat (verglichen mit einem herkömmlichen Delta) - dito F-16.
Die Flügelfläche der F-16 ist dabei allerdings wesentlich kleiner.

 

[arneh]

Hat die Reichweite was damit zu tun? Die ist beim Eurofighter ja nicht unbedingt schlechter als bei der F-22, letztere hat den Vorteil des widerstandsarmen Nutzlasttransports. Die F-22 hat aber auch eine eher grottige Fuel Fraction.

Vom Ergebnis her natürlich richtig. Bei der F-22 liegt es eben an der schlechten Fuel Fraction und an den abenteurlich leistungsstarken Triebwerken.
Irgendwer wollte halt mit Mach 1,6 dahindüsen, ohne das es am Heck brennt....

Bei vergleichbarem Geschwindigkeitsziel wie der EF (M1,3 ohne Ofen) und zusätzlich höherer Fuel fraction hätte die F-22 sicher einen Reichweitenvorteil, vor allem, weil bei geringerer Geschwindikeit und angehängten Zusatztanks der Widerstand nicht so stark steigt.

Beim EF wird mit drangehängten vollen Kannen und vollen Tanks und womöglich noch ein paar LGBs die Gleitzahl speziell bei geringen Geschwindigkeiten wohl deutlich südwärts gehen.

 

[AMeyer76]

@arneh
Der induzierte Luftwiederstand ist bei allen stark gefeilten Tragflächen größer als bei weniger gefeilten.
Darum werden Cessnas auch mit ungefeilten Tragfächen gebaut, da sie langsam fliegen.

Wenn z.B. der Eurofighter Mach 1 fliegt, gibt es keinen induzierten Luftwiederstand mehr.
Und auch bei Mach 0.9 sollte dieser vernachlässigbar sein.
Nur beim Start / Landung / Langsamflug spielt der eine Rolle, wofür die Grenzschichtzäune auf der Unterseite wichtig sind.

 

[arneh]

@arneh
Der induzierte Luftwiederstand ist bei allen stark gefeilten Tragflächen größer als bei weniger gefeilten.
Darum werden Cessnas auch mit ungefeilten Tragfächen gebaut, da sie langsam fliegen.

Wobei Deltas (speziell mit sehr kurzer Sehnenlänge) an der Flügelspitze auch rein von der Geometrie her nicht ganz ideal sind, lies dich gerne mal etwas ein zum Thema elliptische Auftriebsverteilung.

Wenn z.B. der Eurofighter Mach 1 fliegt, gibt es keinen induzierten Luftwiederstand mehr.
Und auch bei Mach 0.9 sollte dieser vernachlässigbar sein.
Nur beim Start / Landung / Langsamflug spielt der eine Rolle, wofür die Grenzschichtzäune auf der Unterseite wichtig sind.

Ja, naja, nur Mach 1 ist nicht gerade econimic cruise. Außerdem hat die Mach Zahl nichts direkt mit dem induzierten Widerstand und dem Auftrieb zu tun.
Dafür ist IAS (Indicated Air Speed) zuständig.
Und wenn man in 30.000 ft mit Mach 0,7 rumdampft, sind das gerade mal ~230kts = 430 km/h (aus rein aerodynamischer Sicht).
Das ganze mit MTOW und du hast induzierten Widerstand satt.
Selbst Mach 0,8 sind gerade mal 500 km/h. zum Bergleich: Corner speed beim EF sind so um die 650 km/h. Da erzielt er die besten instationären Wenderaten. Beste stationäre Wenderaten sind so im Bereich 400 -450 kts, also um die 800 km/h. Und das ist immer IAS. Also immer schön die Dichteänderung mit einrechnen, wenn du die zugehörige Machzahl ausrechnen willst.

 

[Flusirainer]

Bei Kampfflugmanövern spielt der induzierte Luftwiderstand sehr wohl eine Rolle.Schließlich geht hier der AOA mächtig nach oben,die Tragfläche stellt ihre Unterseite in den Fahrtwind und erzeugt auf der Oberseite reichlich Unterdruck.Ein Verhältnis Überdruck-Unterseite/Unterdruck-Oberseite das wohl erheblich größer als im Langsamflug bei Start und Landung sein dürfte.
Nicht um sonst ist Triebwerksleistung ein mitentscheidender Faktor,wenn es um Wendigkeit geht.





Mal zum eigentlichen Thema.
Canards sind doch vom Prinzip her Höhenruder (-flossen),die vor dem Flügel liegen und somit nicht den Verwirbellungen ausgesetzt sind und deshalb auch effizienter arbeiten.
So,nun spielt ja in Sachen Wendigkeit auch eine Rolle,wie aerodynamisch instabil ein Flugzeug ausgelegt ist.Instabil heißt ja,das der Auftriebsschwerpunkt sehr dicht an den Masseschwerpunkt rückt und somit geringe Hebelwirkungen zw. beiden Schwerpunkten schnelle Veränderungen der Achsenausrichtung gewährleisten.

Bei Auslegungen wie zB. der Mirage,Eurofighter,Rafale müsste ja der Auftriebsschwerpunkt weit hinter dem Masseschwerpunkt liegen,was ja der Instabilität auf der Querachse zuwiderspricht.
Ich denke mal,das diese Auslegung geradezu prädestiniert ist,für ein Canard,um diesen Nachteil wieder wett zu machen.

Bei Flugvorführungen der Mirage ist mir nähmlich aufgefallen,das sie möglicherweise garnicht Kampfkurven mit konstant hohen Wenderaten fliegen kann.Was sie vermag,ist Hacken schlagen.Wobei ich mir gut vorstellen kann,das dieser hecklastige Auftriebsschwerpunkt dies ermöglicht.
Ich erkläre mir das nämlich so:

Der AOA wird blitzartig drastisch erhöht,jedoch der weit hinten liegende Auftriebsschwerpunkt versteift das Flugzeug auf der Querachse.Dies führt dazu,dass das Flugzeug von dem sich plötzlich unter der Tragfläche ansammelnden Luftpolster regelrecht wegkatapultiert wird.
Der Eurofighter hat ja hingegen der Mirage Canards,was ihm dann wohl wiederum gute Wenderaten im Kurvenflug gewährleisten.
Letztendlich ist ja auch erst durch die Perfektion des FlyByWire diese aerodynanische Auslegung mit weit hinten angebrachter Tragfläche ohne konventionelles Höherenruder/Höhenflosse richtig Kampfflugzeugtauglich geworden.
Nicht umsonst gab es ja zwischendurch die Mirage F1 in konventioneller Auslegung und weitaus besserer Wendigkeit gegenüber der Mirage III.
So tippe ich mal darauf,das man in den USA und der Sowietunion doch lieber bei den einfacher zu händelnden konventionellen Konzept geblieben ist.


Übrigens sind das bei den Su-27 Versionen keine Canards.Diese zusätzlichen Flächen dienen nicht als Höhenruder sondern ausschließlich zur Regulierung des Luftstromes im Übergangsbereich von Rumpf zur Tragfläche bei Flugmanövern mit hohen Anstellwinkeln und Wengigkeit.
Am besten sieht man das immer,wenn eine Suchoi eine Supercobra fliegt.Dabei stellen sich diese Zusatzflächen fast senkrecht auf,wobei die hintere Kante nach oben klappt,also entgegengesetzt einer Höhenruderwirkung.
Ich denke mal,dies dient dazu im besagten Bereich einen Strömungsabriss zu produzieren,wodurch die Instabilität auf der Querachse erheblich größer wird und somit dieses schnelle Aufrichten,bis zu 120° erst möglich ist.
Bei den Ausführungen ohne diese Zusatzflächen werden ja nur um die 80° erreicht.

 

[Toryu]

Der induzierte Luftwiederstand ist bei allen stark gefeilten Tragflächen größer als bei weniger gefeilten.

Gilt das auch für Sandpapier?

Canards sind doch vom Prinzip her Höhenruder (-flossen),die vor dem Flügel liegen und somit nicht den Verwirbellungen ausgesetzt sind und deshalb auch effizienter arbeiten.

Vor allem liefert das Canard einen größeren Nettoauftrieb beim Hochnehmen der Nase als ein konventionelles Leitwerk/ Delta, das zum Aufrichten der Nase einen Teil des Gesamtauftriebs killt.

 

[phantomas2f4]

Nicht um sonst ist Triebwerksleistung ein mitentscheidender Faktor,wenn es um Wendigkeit geht.

Letztendlich ist ja auch erst durch die Perfektion des FlyByWire diese aerodynanische Auslegung mit weit hinten angebrachter Tragfläche ohne konventionelles Höherenruder/Höhenflosse richtig Kampfflugzeugtauglich geworden.
Nicht umsonst gab es ja zwischendurch die Mirage F1 in konventioneller Auslegung und weitaus besserer Wendigkeit gegenüber der Mirage III.
So tippe ich mal darauf,das man in den USA und der Sowietunion doch lieber bei den einfacher zu händelnden konventionellen Konzept geblieben ist.

Das sehe ich auch so !!!

Die verfügbare Rechnerleistung im FCS ermöglichte erst den Grad der Instabilität beim EF 2000 zu beherrschen.
Nach Aussage div. Fachleute würde man das heutzutage nicht mehr machen, da der Aufwand im Nachhinein betrachtet doch zu groß ist und mit eher konventionellen Auslegungen auch hätte erreicht werden können.

Eine F 15 A mit herkömmlicher Flugsteuerung war eigentlich schon wendig genug.......

Klaus

 

[Flusirainer]

Vor allem liefert das Canard einen größeren Nettoauftrieb beim Hochnehmen der Nase

Und dürfte dabei auch den Auftriebsschwerpunkt nach vorne ziehen,was wiederum die Wendigkeit erhöht.
Aber mal ne andere Frage.
Kann diese Konfiguration bei Kampfflugmanövern eine zusätzliche Belastung in der Rumpfstruktur bewirken?
Hinterm Masseschwerpunkt zieht die Tragfläche nach oben,vorm Schwerpunkt das Canard.Das müsste doch ne ordendliche Biegelast auf der Längsachse verursachen?

 

[Schorsch]

Vor allem liefert das Canard einen größeren Nettoauftrieb beim Hochnehmen der Nase als ein konventionelles Leitwerk/ Delta, das zum Aufrichten der Nase einen Teil des Gesamtauftriebs killt.

Aber das gilt nur für den kurzen Moment des Rotierens. Bei einer statisch unstabilen Konfiguration liefert das Höhenleitwerk auch beim konventionellen Flieger Auftrieb zur Erzeugung des Momentengleichgewichts.

Wenn z.B. der Eurofighter Mach 1 fliegt, gibt es keinen induzierten Luftwiederstand mehr.
Und auch bei Mach 0.9 sollte dieser vernachlässigbar sein.
Nur beim Start / Landung / Langsamflug spielt der eine Rolle, wofür die Grenzschichtzäune auf der Unterseite wichtig sind.

Nein und nein.
Richtig ist, dass im Überschall der auftriebsabhängige Widerstand (= induzierter W.) nur einen sehr geringen Anteil hat. Aber nur bei 1g-Flug. Nun wurde der EF auf Kurvenflug im Überschall hin optimiert, und wenn ich 4g ziehe, dann ist der induzierte Widerstand doch enorm.
Bei Mach 0.9 ist ebenfalls erheblicher induzierter Widerstand am werk, geschätzt 30-50% des Gesamtwiderstands (clean).
Gering ist der Trimmwiderstand im Unterschall, welcher in der Regel um 2-3% liegt. Deswegen ist der ominöse geringere Widerstand im 1g-Flug auch niemals Motivation für instabile Auslegung gewesen. Vielmehr geht es um bessere Autorität im Überschall bei erträglichen Höhenleitwerksflächen, und um akzeptablen Trim Drag im Supersonic Turn.

Bei Flugvorführungen der Mirage ist mir nähmlich aufgefallen,das sie möglicherweise garnicht Kampfkurven mit konstant hohen Wenderaten fliegen kann.Was sie vermag,ist Hacken schlagen.Wobei ich mir gut vorstellen kann,das dieser hecklastige Auftriebsschwerpunkt dies ermöglicht.

Hat mit Schwerpunkten nur bedingt etwas zu tun. Wichtiger ist, dass der induzierte Widerstand eines stark gepfeilten Deltas sehr uppulent ist. Dafür gibt es keinen richtigen Strömungsabriss. Also großartiger "Instantaneous Turn", eher schattiger "Sustained Turn". Gilt abgeschwächt selbst für den Eurofighter.

So,nun spielt ja in Sachen Wendigkeit auch eine Rolle,wie aerodynamisch instabil ein Flugzeug ausgelegt ist.Instabil heißt ja,das der Auftriebsschwerpunkt sehr dicht an den Masseschwerpunkt rückt und somit geringe Hebelwirkungen zw. beiden Schwerpunkten schnelle Veränderungen der Achsenausrichtung gewährleisten.

Nein. Die ominöse Instabilität beeinflusst die Wendigkeit auf einer Flugschau nur bedingt. Die MiG-29 etwa ist vorzüglich stabil ausgelegt. Leitwerke müssen entsprechend ausgelegt sein. Statische Instabilität dient vor allem der Wendigkeit und dem Widerstand im Trans- und Überschall. Hier lassen sich etwa massive Leistungsunterschiede zwischen MiG-29 und F-16 feststellen, obgleich beide subsonisch nahezu gleiche Leistungen haben.

So tippe ich mal darauf,das man in den USA und der Sowietunion doch lieber bei den einfacher zu händelnden konventionellen Konzept geblieben ist.

Bei den Sowjets denkbar, weil die erst mit der Suchoi 27 halbwegs so eine Konfiguration hinbekommen haben.
Die USA sind auf dem Gebiet führend gewesen. Briten und Franzosen hatten sicherlich nicht das Maß an Applikation.

Übrigens sind das bei den Su-27 Versionen keine Canards.Diese zusätzlichen Flächen dienen nicht als Höhenruder sondern ausschließlich zur Regulierung des Luftstromes im Übergangsbereich von Rumpf zur Tragfläche bei Flugmanövern mit hohen Anstellwinkeln und Wengigkeit.

Wo Du schon so ausgiebig über Flugsteuerung sprichst: wie ich meinen Canard einsetze bleibt mir überlassen. Der tatsächliche Anteil an der Nicksteuerung ist schwer ... gar nicht von außen zu sehen.
Wären die Russen doch arg doof, wenn sie die Flächen da vorne nicht zur Nicksteuerung einsetzen. Eine gut eingestellte Flugsteuerung kann allerdings darauf verzichten.

Man kann aus Flugschau-Erlebnissen und FluSi-"Erfahrungen" kein Bild zusammen setzen.

Die verfügbare Rechnerleistung im FCS ermöglichte erst den Grad der Instabilität beim EF 2000 zu beherrschen.
Nach Aussage div. Fachleute würde man das heutzutage nicht mehr machen, da der Aufwand im Nachhinein betrachtet doch zu groß ist und mit eher konventionellen Auslegungen auch hätte erreicht werden können.

Rechenleistung ... eher "Steuerleistung". Dabei ist Rechenleistung nur ein Faktor. Weitere sind Reaktionsgeschwindigkeit der Steuerflächen, "Systemverzögerung", Messfehler durch inertiale und Luftsensoren. Alle fressen in meine Stabilitätsmarge hinein. Ein sehr instabiles Flugzeug zu beherrschen wird dann irgendwann sehr aufwändig. Der Vorteil ist jedoch irgendwnan zuende. Man kann seinen Flieger so einstellen, dass er auch im Überschall nur statisch instabil ist. Das erfordert jedoch eine sehr hohe Instabilität im Unterschall. Negative Auswirkungen gibt es dadurch auch auf die Nutzlast- und CG-Flexibilität.

 

[AMeyer76]

Man kann aus Flugschau-Erlebnissen und FluSi-"Erfahrungen" kein Bild zusammen setzen.

Na na na, nicht so herablassend zu uns Flusianern! Wir haben so manchen das Leben gerettet.
Ansonten möchte ich Dir nicht wiedersprechen.

 

[Flusirainer]

wie ich meinen Canard einsetze bleibt mir überlassen. Der tatsächliche Anteil an der Nicksteuerung ist schwer ... gar nicht von außen zu sehen.
Wären die Russen doch arg doof, wenn sie die Flächen da vorne nicht zur Nicksteuerung einsetzen. Eine gut eingestellte Flugsteuerung kann allerdings darauf verzichten.

Ich glaub,bei FlyByWire wirst du,sprich der Pilot,überhaupt nicht darüber entscheiden,wie sich das Canard bewegt.Du entscheidest nur,aus welcher Fluglage du in welche gehen willst,den Canard bewegt dann der Computer,damit das Manöver reibungslos funktioniert.

Schau dir einfach mal dieses Video an.
Sukhoi Su-30 Display - YouTube

Da kann man sehr gut erkennen,dass das "Canard" welches ja bei der Su keines ist,sich immer entgegengesetzt der Pitchbewegung dreht,ebend nicht als zusätzliches Höhenruder fungiert.Schon beim Start stellt es sich entgegengesetzt einer möglichen Höhenruderwirkung.
Und dann schaue dir bei der Landung diese wackelnden Höhenruder an.Ich glaube kaum das der Pilot so wild am Steuerknüppel umhereiert.Hier dürfte eindeutig das FlyByWire für verantwortlich sein,um den Flieger stabil in dieser Lage zu halten.
Soviel mal dazu,das ausschließlich der Pilot über die Bewegung seines Canards entscheidet.

 

[LFeldTom]

Und wenn man in 30.000 ft mit Mach 0,7 rumdampft, sind das gerade mal ~230kts = 430 km/h ]
[...]
Selbst Mach 0,8 sind gerade mal 500 km/h.

Kurze Zwischenfrage vom interessierten Rand:

Kann das sein, daß du da kts und km/h vertauschst ? In FL300 passen M0.7/430kts bzw M0.8/500kts gefühlt besser zusammen (230kts dann ersatzlos streichen...) ?

 

[Toryu]

Ich denke er meint IAS - das passt auch zu q (Staudruck) und der Relation zu AoA/ Ca (induzierter Widerstand).

 

[Flusirainer]

Quasi,auf 20 km Höhe wird selbst Mach 2.0 zum Langsamflug,extrem nahe an der minimalen Manövergeschwindigkeit.

 

[arneh]

Ich denke er meint IAS - das passt auch zu q (Staudruck) und der Relation zu AoA/ Ca (induzierter Widerstand).

Yup! Volltreffer!
Genau so war es gemeint

 

[phantomas2f4]

Aber das gilt nur für den kurzen Moment des Rotierens. Bei einer statisch unstabilen Konfiguration liefert das Höhenleitwerk auch beim konventionellen Flieger Auftrieb zur Erzeugung des Momentengleichgewichts.


Genau so habe ich es auch gelernt!

Gilt aber nicht nur beim T/O sondern generell beim Erhöhen des Auftriebes und damit sind wir bei den stationären Kurvenflugleistungen. Da ist ein Delta- Flügler im Nachteil aufgrund des Widerstandsanstieges bei gleichem AoA gegenüber einer herkömmlichen Auslegung mit Heckleitwerk.

Sprich: da musst du mehr nachschieben.....damit sind wir bei SEP ....und da hat der EF 2000 leichte Vorteile !

Klaus

 

[phantomas2f4]

Rechenleistung ... eher "Steuerleistung". Dabei ist Rechenleistung nur ein Faktor. Weitere sind Reaktionsgeschwindigkeit der Steuerflächen, "Systemverzögerung", Messfehler durch inertiale und Luftsensoren. Alle fressen in meine Stabilitätsmarge hinein. Ein sehr instabiles Flugzeug zu beherrschen wird dann irgendwann sehr aufwändig. Der Vorteil ist jedoch irgendwnan zuende. Man kann seinen Flieger so einstellen, dass er auch im Überschall nur statisch instabil ist. Das erfordert jedoch eine sehr hohe Instabilität im Unterschall. Negative Auswirkungen gibt es dadurch auch auf die Nutzlast- und CG-Flexibilität.

so isses...
Denn der damit verbundene ( finanziell / technisch / logistische ) Aufwand rechtfertigt nicht mehr den marginalen Leistungszuwachs. Ist eigentlich nur was für das Management und die Hochglanzprospekte zum "Blenden" der Laien und Nichtfachleute, leider aber auch Geldgeber....

Klaus