Um eine belastbare Grundlage für die Flatterrechnungen zu schaffen, wurde im Frühjahr 2025 ein umfangreicher Standschwingungsversuch durchgeführt. Vom 28. April bis zum 12. Mai 2025 wurde die AK-X am Institut für Aeroelastik des DLR in Göttingen vermessen. Der mehrtägige Versuchsaufbau wurde von einem fünfköpfigen Team der Akaflieg Karlsruhe begleitet. In dieser Phase wurden rund 80 Beschleunigungssensoren an der Struktur angebracht und der vollständige Messaufbau aus Aufhängung, Anregung und Datenerfassungssystemen eingerichtet.
Um die elastischen Eigenschwingungen des Flugzeugs sauber von den Starrkörperbewegungen zu trennen, wurde die AK-X weich mit Bungees an einem Deckenkran aufgehängt. Die Anregung der Struktur erfolgte über elektrodynamische Shaker, während die Systemantwort mit den Beschleunigungsaufnehmern erfasst wurde. Über mehrere Messtage hinweg konnten so die Eigenfrequenzen, Schwingungsformen und Dämpfungswerte des Gesamtsystems experimentell bestimmt werden. Diese Messdaten bilden die Grundlage für alle weiteren rechnerischen Nachweise.
Nach dem Abschluss des Versuchs wurden die gewonnenen Daten zur Validierung eines bestehenden Finite-Elemente-Modells herangezogen. Mit dem so abgeglichenen Strukturmodell konnten anschließend numerische Flatterrechnungen durchgeführt werden. Dabei wurden Frequenzen und Dämpfungen der relevanten Schwingungsformen über den gesamten betrachteten Geschwindigkeitsbereich ausgewertet.
Die Untersuchungen zeigten, dass die spezielle Geometrie der AK-X – insbesondere die Rückpfeilung der Tragfläche in Kombination mit dem fehlenden Rumpf und Leitwerk – zu einem für Nurflügler typischen Flattermechanismus führen kann. Die erste symmetrische Flügelbiegeschwingung weist Anteile auf, die einer Starrkörper-Nickbewegung ähneln. Da die Eigenfrequenz dieser Nickbewegung mit zunehmender Geschwindigkeit ansteigt, kann es bei Annäherung beider Frequenzen zu einer Kopplung kommen, die mit einem deutlichen Einbruch der Dämpfung einhergeht. Dieser Effekt wurde gezielt untersucht, indem verschiedene Parameter variiert wurden.
Dabei zeigte sich insbesondere die Lage des Gesamtschwerpunktes als entscheidender Einflussfaktor. Ein weiter hinten liegender Schwerpunkt sowie eine erhöhte Rumpfdrehträgheit wirken sich positiv auf die kritische Flattergeschwindigkeit aus. Die auf der horizontalen Tragfläche angeordneten Steuerflächen erwiesen sich hingegen als aeroelastisch unkritisch, was auf den konsequenten Leichtbau in diesem Bereich zurückzuführen ist.
Ein anderes Bild ergab sich bei den Winglets mit den integrierten Seitenrudern. Hier traten über den betrachteten Geschwindigkeitsbereich klassische Ruderflatterinstabilitäten auf, die mit lateralen Schwingungen der Winglets gekoppelt sind. Eine rechnerische Behebung durch Massenausgleich hätte zusätzliche Massen von etwa 1,5 kg pro Seitenruder erfordert, was wiederum umfangreiche Ausgleichsmaßnahmen im Bug notwendig gemacht hätte. Da dies mit den Projektzielen nicht vereinbar ist, fiel die Entscheidung, die Seitenruder konstruktiv neu auszulegen, um von vornherein eine deutlich geringere Masse zu realisieren.
Insgesamt stimmen die Ergebnisse sehr gut mit der ursprünglichen Vorauslegung überein und lassen keine grundlegende Einschränkung des vorgesehenen Fluggeschwindigkeitsbereichs erwarten. Abhängig von den im Rahmen der Flugerprobung festzulegenden flugmechanischen Randbedingungen erscheint derzeit eine maximale Fluggeschwindigkeit von etwa 265 km/h realistisch.

Nach Abschluss des Neubaus der Seitenruder und dem final festgelegten Massen- und Momentenzustand ist zunächst ein Flatterstatement bis 200 km/h vorgesehen. Damit kann der formale Flatternachweis eingereicht und die Flugerprobung aufgenommen werden. Aufgrund des für Nurflügler typischen, teils sehr abrupten Dämpfungseinbruchs ist geplant, die Flugerprobung mit einer geeigneten Messanlage zu begleiten, um mögliche aeroelastische Effekte frühzeitig zu erkennen.

Um dieses Projekt mit dem Motto „Winch me up Scotty!“ in die Realität umzusetzen, müssen vorab einige Auslegungskriterien neu gerechnet und Nachweise ergänzt werden. Dabei sind für die Freigabe zur weiteren Flugerprobung vorab die Steuerbarkeit im Windenstart sowie die Festigkeit der Tragflächen und des Rumpfes zu untersuchen. Abschließend gilt es die Kupplung im Rumpf zu positionieren, eine krafteinleitende Struktur zu konstruieren und zu fertigen als auch eine Kupplungsansteuerung in dem Flugzeug unterzubringen.
Kaum war der Projektumfang festgelegt, wurde Ende 2023 damit begonnen die Steuerbarkeit im Windenstart zu untersuchen. Dafür wurde vom „ApisJet“ ein flugmechanisches Längsmodell erstellt und mit Auftriebsbeiwerten aus dem Programm XFOIL gefüttert. Mit plausiblen Modellergebnissen war nun klar, dass nur noch die Festigkeit der Tragflächen oder des Rumpfes zum „Deal Breaker“ des Vorhabens werden konnten. Im Anschluss wurde dann Anfang 2024 damit begonnen die Tragflächenfestigkeit nachzuweisen, sowie einen Belastungsversuch für den Rumpf sorgfältig vorzubereiten. Da es sich bei dem „ApisJet“ um ein Einzelstück handelt, dessen Tragflügelbelegung nicht exakt bekannt ist, hat man sich mit einer alternativen Vorgehensweise beholfen. Ausgehend von bereits nach CS22 nachgewiesenen Lastfällen, wurde ein maximales Biegemoment der Tragflächen mithilfe einer Massen- und Auftriebsverteilung der Tragflügel errechnet. Vergleicht man diese mit dem Biegemoment im Windenstart wird deutlich, dass das Biegemoment im Windenstart geringer ist als das dimensionierende Biegemoment im Böenlastfall. So konnte rechnerisch sichergestellt werden, dass der Windenstartfall kein dimensionierender Lastfall ist und die Tragflächen ohne bauliche Maßnahmen für den Windenstart geeignet sind. 

Nun gilt es noch zu verifizieren, dass auch die Rumpfstruktur den Lasten standhalten kann. Der Rumpfaufbau ist im Vergleich zu den Tragflügeln deutlich komplexer. Deshalb hat man sich dazu entschieden die Festigkeit des Rumpfes mithilfe eines Belastungsversuches nachzuweisen. Eine FEMA (Finite Elemente Methode Analyse) half dabei Spannungshotspots aufzuspüren, um dort im praktischen Belastungsversuch DMS Dehnmessstreifen) zu platzieren.
Die aus CFK (Carbonfaserverstärkter Kunststoff) gefertigte zweiteilige Kupplungsanbindung mit Titanhülsen zur Verschraubung einer TOST-Schwerpunktkupplung soll nun im Flugzeugrumpf einlaminiert werden, um den Belastungsversuch Anfang des Jahres 2025 durchzuführen. Nach dem Durchführen des Belastungsversuchs soll der „ApisJet“ durch Wartungsarbeiten, den Einbau des Triebwerks und eine Bauprüfung flugklar für die Flugerprobungskampagne gemacht werden.

Es ist geplant den „ApisJet“ nach der erfolgreichen Zulassung des Windenstarts in eine flexible und umfangreiche Messplattform für die studentischen Mitglieder des FTAG e.V. und idaflieg e.V. zu verwandeln, um Ideen wie einen Thermikablösungstracker und Luftdatensonden in der Praxis erproben zu können. Auch für das mit der Preisverleihung des Besten Vortrages beim Idaflieg-Wintertreffen verbundene Fördergeld gibt es schon konkrete Pläne – der Umbau der Kupplung sowie einige notwendige Renovationsarbeiten sollen dadurch mitfinanziert werden.