Luftfahrt (Chronik und Geschichte) - Zeitschrift Flugsport Heft 20/1927

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Nr. 20

28. September 1927

XIX.Jahrgang

Die nächste Nummer des „Flugsport" erscheint am 12» Oktober

Coup Schneider 1927.

Das diesjährige Rennen um den Schneiderpokal wurde lediglich zwischen England und Italien ausgetragen. Amerika mit dem 1250 PS Packard fiel wie bekannt aus, die Franzosen haben anscheinend — — überhaupt keine Anstrengungen gemacht. — Am besten vorbereitet gingen die Engländer ins Rennen.

Die italienischen Flugzeuge, deren Konstruktion sehr geheim gehalten wurde, sah man zum ersten Male am 23., als sie ihre Schwimm- und Manövrierfähigkeitsproben ablegen mußten. Bereits an diesem Tage erkannte man die Ueberlegen-heit der englischen Maschinen, denn Ltn. Webster erreichte bei einem halbstündigen Probeflug eine Geschwindigkeit von 523 km/h.

Das Hauptrennen, welches auf den 25. Sept. angesetzt war, wurde infolge des heftigen Südost-Windes und des hohen Seeganges 4, da es unmöglich war, die Kontrollmarken auf dem Meer besetzen zu lassen, auf den nächsten Tag verschoben. Es erschienen am 26. dann 3 Engländer und 3 Italiener am Start. Die 3 Italiener sowie der Engländer Rynkoad mußten während des Rennens aufgeben.

Erster wurde Ltn. Webster, England, auf Supermarine-Napier S 5, der die 350 km lange Rundstrecke in 46:20 Min. mit einer Durchschnittsgeschwindigkeit von 453,422 km/h*) zurücklegte und damit einen neuen Weltrekord aufstellte.

Zweiter wurde Worsley, England, mit 439,472 km/h.

Der Supermarine Napier S 5 ist bereits in Nr. 18 des „Flugsport" auf Seite 348 ausführlich beschrieben. Die hohe Geschwindigkeit wurde außer durch die in erster Linie erhöhte Motorleistung durch Verringerimg des Luftwiderstandes, Vermeidung aller vorspringenden Teile, Ersatz der auf Zug beanspruchten Organe durch Spanndrähte, Vermeidung von zusätzlichem Widerstand durch Verlegung der Kühler in die Tragfläche, Verwendung von.dünnem Profil und Verminderung der großen, Luftwiderstand bildenden Knotenpunkte erreicht.

*) Im 1. Coup Schneider flog der Franzose Prevost auf Deperdussin mit 160 PS Gnome die 275 km lange Rundstrecke in Monaco in 2 :50 : 47 und erreichte damit eine Durchschnittsgeschwindigkeit von ca. 73 km/h. (Siehe „Flugsport" 1913, Nr. 9, Seite 314.)

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Das Raumschiff.

Von A. B. Scherschevsky, Berlin. 1. Einleitendes.

Das Reaktionsraumschiff*) ist ein Fluggerät, welches sich nach dem 3. Newtonschen Bewegungsgesetz im luftleeren, also widerstandslosen Weltenraum bewegt und sich steuern läßt. Es bewegt sich durch Abstoßen von Massenteilchen und ist also, keiner äußeren Stütze bedürftig, das einzig denkbare Gerät zum Fluge im Weltenraum. Diese Definition schließt in sich sämtliche denkbare, praktisch brauchbare Raumschiffbauarten — auch die der zukünftigen, welche möglichst durch elektrische Atomzertrümmerung mit großen Abstoßgeschwindigkeiten (va = 2 ϖ 104 km/sec, v : c = 0,(6) ϖ ICH, v2 : c2 = 0,444 ■ 10~2 siehe 3) und kleiner Abstoßmasse (rund 0,0005 der Raumschiff» masse) arbeiten werden, ein. Im lufterfüllten Räume treten beim R~R und Reaktionsflugzeug (Flugzeug, bei dem das Motor-Luftschrauben-Aggregat durch den Reaktions(Raketen)motor ersetzt ist) aerodynamische Erscheinungen auf: Widerstand, Auftrieb und Injektorwirkung (Ansaugen des umgebenden Mediums durch den Strahl) 1), warum vornehmlich das Reaktionsflugzeug kein reines Rückstoßfluggerät, sondern eher ein Fluggerät mit Strahlantrieb ist. Die Strömungserscheinungen, insbesondere Auftriebserzeugung bei derartigen Fluggeschwindigkeiten (bis V = 36 c, c = 330 m/sec = Schallgeschwindigkeit) sind noch wenig untersucht und nur neuerdings in Angriff genommen2). Darum ist auch ein R-R, bei dem der Luftwiderstand im allgemeinen eine geringere Bedeutung zukommt, weit einfacher zu berechnen und zu bauen als ein in der irdischen Lufthülle fliegendes Reaktionsflugzeug, Da sämtliche Geschwindigkeiten bei den z. Zt. zu untersuchenden und zu bauenden R-R weit unter der Größenordnung der Lichtgeschwindigkeit sind3) (V ^ c), so kann die Theorie der R-R auf den Gleichungen der klassischen Mechanik aufgebaut werden; man merkt aber überall, wie im Hintergrunde stillschweigend das Aequivalenzpostulat der allgemeinen Relativitätstheorie steht.

2. Geschichtliches,

Der Traum des Sternenfluges ist so alt wie die Menschheit selbst. Die Entwicklungsgeschichte folgte auch hier dem gewohnten Weg: Wunschphantasie und — Traum, theoretische Vorarbeit und praktische Ausführung. Wir befinden uns z. Zt. zwischen der zweiten und dritten Phase; der letzteren näher und am Vorabend der ersten Vorversuche. Die Phasen überlappen einander und sind zeitlich nicht zu trennen. Die erste Phase wurde eingeleitet durch phantasievolle, technisch mehr oder weniger richtige Raumfahrtromane: Jules Verne s „Die Reise zum Monde" (Geschoßraumschiff), H. G. Wells „Die ersten Menschen auf dem Monde" (elektrische Vernichtung der Schwerkraft) und K. v. Lass witz „Auf zwei Planeten" (elektrisches R-R). Die neueren Raumfahrtromane von Br. Bürge 11 „ Der Stern von Afrika" (beflügeltes R-R), K. E. Ziolkowsky „Außer der Erde" (R-R), K. v. L a f f e r t „Fanale am Himmel" (R-R), O. W. G a i 1

*) Wird weiterhin durch R-R verkürzt.

1) Wie bei der Dampfstrahlpumpe.

2) Von L. Prandtl im Kaiser-Wilhelm-Institut für Strömungsforschung, Güttingen, K. E. Ziolkowsky in Kaluga, D. N. Seyliger in Kasan und dem Zentralen Aero-Hydrodynamischen Institut in Moskau.

3) Es ist selbst bei V = 20 km/sec, v ; c = 0,(6) ■ 10~4 und v2 : c2 = 0,444 ■

10-b d. h. - ^ ^ 1„

„Der Schuß ins All" (R-R) und R. v. Eichacker „Die Fahrt ins Nichts" sind teils auf streng wissenschaftlicher Basis begründet („Außer der Erde"), teils unter, der Mitarbeit von Fachleuten (FL 0 b e r t h u. a.) entstanden. Die erste wissenschaftliche Unter-Untersuchung des R-R-Problems stammt von dem russischen Professor K. E. Ziolkowsky, welcher sie 1896 in der Zeitschrift „Natur und Menschen" veröffentlichte. Dieser folgte 1903 die größere Untersuchung „Eine Rakete in den kosmischen Raum" im fünften (Mai-) Hefte der Zeitschrift „Wissenschaftliche Rundschau". Letztere Abhandlung wurde 1924 vervollständigt in Buchform veröffentlicht. Um 1905 bis 1907 machte der schwedische Astronom B i r k e 1 a n d Versuche mit einem HO- (Wasserstoff-Sauerstoff-) R-R-Modell im Hochvakuum4). In der Zwischenzeit nahm Baron Ungern die wenig bekannten Ungernschen Raketenpatente, wobei langjährige Versuche ihrer militärischen Ausnutzung durch Fr. Krupp- Essen erfolglos blieben. Erst 1911—1913 erschien in der russischen Zeitschrift „Nachrichten der Luftfahrt" die klassische Grundlegung des R-R-Problems von Ziolkowsky unter dem Titel „Erforschung der Weltenräume mittels Reaktionsraumschiffen" (etwa 12 Druckbogen). Dieser Arbeit folgte ein großer russischer Pressefeldzug 1911—1914 und eine Reihe wissenschaftlicher Aufsätze in Rußland („Der Mechanische Flug der Zukunft" von A. Gorochof, Zeitschrift der Akaflug der T. H. Petersburg „Der Luftweg" Nr. 2, 1911, Ganzmetalleindecker mit Strahlantrieb) und im Auslände („Le vol d'aujourd'hui. Le vol future" von R. L o r in im „Aerophile" 1911). Der französische Flugzeugindustrielle R. Esnault-Pelterie hielt 1913 in Paris und Petersburg zwei Vorträge über die „Möglichkeit des Planetenverkehrs"5). Um 1911 fing der deutsche Professor H. Oberth seine ersten Untersuchungen an, aber auch die ersten Arbeiten von A. Zander (Moskau). 1913—1914 arbeitete H. Oberth den Entwurf seines Wasserstoff-Sauerstoff-R-R aus. Mitten im Weltkriege hielt im engen Kreise der Astronom der alten berühmten Sternwarte Pulkowo, Professor G. Tichof, im Oktober 19166) einen zusammenfassenden Bericht über das Reaktionsraumschiff-Problem, wobei der Vortragende betonte, daß daß Reaktionsprinzip wohl bisweilen der einzig gangbare Weg zur erfolgreichen Lösung des R-R-Problems sei, bis die Schwerkraft „wahrscheinlich elektrisch" vernichtet werde. Diese Arbeiten fußten auf den Untersuchungen der beiden Bjerkness (Vater und Sohn), A. Korn und A. Baricelli, und man sei auf die Spuren der Möglichkeit der Beeinflussung der Schwerkraft gekommen. Die ersten umfangreichen praktischen Versuche wurden 1918—1919 von dem amerikanischen Professor R. H. Q o d d a r t und seinem Assistenten Jenkins im Clark College in Worchester, Massachusetts (Ver. St. Am.) ausgeführt und 1919 vom Smithsonian Institution unter dem Titel „Eine Methode zur Erreichung äußerster Höhen" veröffentlicht, im März 1920 hielt Verfasser dieser Zeilen in der Wiss. Ges. f. Luftfahrt einen Vortrag, in dem er auch auf das R-R-Problem und die Arbeiten von Ziolkowsky zu sprechen kam. 1921 und 1922 erschienen die bekannten Untersuchungen von H. Oberth „Die Rakete zu den Planetenräumen" und M. Valiers „Der Vorstoß in den Weltenraum", etwas später (1924) die Abhandlung von W. Hohmann „Die Er-

4) Von den Versuchen ist eigentümlicherweise fast nichts veröffentlicht worden.

5) Wegen mangelhafter Vorbereitung (?!) war der Vortrag sehr fehlerhaft, worauf Ziolkowsky in der Aussprache hinwies.

6) Dem der Verfasser beiwohnte (dies bezieht sich auch auf Fußnote 5),

reichbarkeit der Himmelskörper". Im März 1924 erst erfolgte die Bildung der russischen Zentralorganisation zur Untersuchung des R-R-und verwandter Probleme mit dem Leiter des Z. A. H. J.7) in Moskau, Prof. W. P. Wetschinkin als Obmann, durch den „Ausschuß für Planetenverkehr" der Akademie der Roten Luftflotte (A. W. F.). Die Ziele dieses Ausschusses sind: Förderung und Zusammenfassung der in- und ausländischen Arbeiten, Information und weitestgehende Propaganda. Im Frühjahr 1925 hielt Wetschinkin in Moskau einen Vortrag über die Möglichkeit des Raumfluges und bemerkte, daß man an Plänen von (unbemannten) R-R-Modellen arbeite. Viele Nachrichten beweisen, daß man sich auch in England viel mit Reaktionsflugzeugen befaßt (Hptm. J. Roberts des britischen Luftfahrtministeriums). Im Oktober 1926 erfolgte unter Vorsitz von Dr. Fr. Hoefft in Wien die Bildung der „Gesellschaft für Weltraumforschung". Zur selben Zeit erschien die große Neubearbeitung der großen Ziolkowskyschen Abhandlung „Die Erforschung der Weltenräume mittels Reaktionsraumschiffen"8). Und ganz unlängst hielt am 29. April 1927 der Mitarbeiter von H. 0 b e r t h , Max V a 1 i e r , vor den Mitgliedern der W. G. L. und des Aero-Klubs von Deutschland im Flugverbandhause einen Vortrag über den Vorstoß in den Weltenraum, welchem eine fast zweistündige anregende Aussprache folgte9). Valiers verfechtet — im Gegensatz zu Oberth — den Weg zum R-R über das Reaktionsflugzeug; ungefähr denselben Entwicklungsgrundsatz. In seinem Brief vom 29. Dezember 1926 an den Verfasser bestätigt H. Oberth seine V ersuche mit einem Reaktionsraumschiff-Modell, bemerkt aber, daß die Versuche noch nicht abgeschlossen sind. Auch Ziolkowsky berichtet in einem Briefe vom 11. Mai 1927, daß er Versuche angefangen hat und sie demnächst veröffentlichen wird. Der Vollständigkeit wegen sei noch auf die Veröffentlichung von Prof. H. Lorenz10) „Die Möglichkeit der Weltraumfahrt" hingewiesen, welche, trotzdem sie selbst nicht fehlerfrei ist11), die Rechnungen sämtlicher andersdenkenden Forscher beanstandet12).

3. Theoretische Grundlagen,

Das Geschoß- und S c h 1 e u d e r r a u m s c h i f f. Das Geschoßraumschiff ist ein Geschoß, welches aus einem senkrechten Sprengstoff- bzw. Solenoidgeschütz in den Weltenraum geschleudert wird. Das Schleuder- bzw. Zentrifugalraumschiff ist ein Geschoß, welches von einer großen Rotationsmaschine in den Weltenraum abgeschleudert wird. Beide Raumschiffbauarten sind aus folgen-

7) Z. A. H. I. - Zentrales Aero-Hydrodynamisches Institut in Moskau. Größtes Flugforschungsinstitut der Erde, hat einen Stab von 320 Menschen und besitzt einen Windkanal von 6,3 m Durchmesser bei 105 m/sec Windgeschwindigkeit, einen Druckluftkanal und baut ein rotierendes Zimmer von 6 m Durchmesser.

8) Ist vom Verfasser in extenso verdeutscht worden und im engen Kreise vorgetragen.

9) Das Referat des Vortrages von Herrn Ing. G. Manigold in der Zeitschr. f. Flugt. und Motorluftsch. (Z. F. M. Nr. 11 1927) ist gänzlich unzulänglich und von keiner Kenntnis der klassischen noch relativistischen Mechanik getrübt.

10) Z. d. V. D. I. Bd. 71 Nr. 19 vom 7. Mai 1927 p. und eine Erwiderung auf zahlreiche Zuschriften (von R. Lademann, W. Hoh.rn.ann, A. Scherschevsky u. a.).

11) Was in liebenswürdigster Weise von Prof. R. v. Mises dem Verfasser bestätigt wurde.

12) Indessen sind die Ziolkowskyschen Rechnungen hierzulande von Prof. W. Hoff, R. v. Mises und L. P r a n d 11 bestätigt worden. Auch Prof. Albert Einstein sprach sich gelegentlich einer Unterredung mit dem Verfasser optimistisch aus. A. Einstein und R. v. Mises regten den Verfasser an, die vollständige Theorie des R-R unter Zuhilfenahme moderner Methoden (Motoren-, Tensorenrechnung) durchzuführen.

den trivialen Gründen undenkbar: a) geringe Baustoffestigkeit, b) technische Unausführbarkeit, c) riesige Andrucke (Beschleunigungen von der Größenordnung 109 g, g = Erdschwerebeschleunigung = 9,81 m/sec2), dem weder selbstschreibende Meßgeräte, noch weniger der Mensch gewachsen ist13), d) riesiger Luftwiderstand, da Höchstgeschwindigkeit in den dichteren Luftschichten (beim R-R umgekehrt). Zwischen der Rohrlänge (L), der Mündungsgeschwindigkeit (V), der Schiffsbeschleunigung (b), der konstanten Erdbeschleunigung (g) und der senkrechten Steighöhe (h) bestehen beim senkrechten Abschluß folgende elementaren Beziehungen:

L = V2 : 2 (b-g) PI

und

b = (v2 + 2gL):2L PI

cl. h. der Andruck (die scheinbare Schwere im Geschoßraumschiff) ist gleich:

b = b:g = (h:L) + l PI

Schon bei einer noch annehmbaren Rohrlänge, d. h. Höhe von 300 m (Eiffelturm) und einer gewünschten Steighöhe von 300 km muß die Mündungsgeschwindigkeit 2450 m/sec betragen, und der Andruck ist gleich 1001 g. Nun ist die zur Ueberwindung des Erdschwerefeldes nötige Geschwindigkeit, bei der ein Körper die Erde auf immer verläßt und im unendlich Fernen die Geschwindigkeit O hat, gleich

v = V 2 g r . (4|

(r = Erdhalbmesser). Sie ist also für die Erde gleich:

= 11,180 km/sec

(5|

welche Geschwindigkeit man als irdische Grenzhubgeschwindigkeit oder schlechtweg als Grenzhubgeschwindigkeit bezeichnet. Es ist tatsächlich die zur Erreichung einer Hubhöhe (h) und Beibehaltung einer Restgeschwindigkeit (vr) nötige Hubgeschwindigkeit gleich

2 , 2g~-r°h Vr r + h (6|

Wenn wir hier vr = O setzen, so erhält man

r + h (7|

Nun wollen wir aber ein Verschwinden der restlichen Geschwindigkeit im Unendlichfernen erhalten und setzen darum h = oo an und erhalten:

Voc = ]/2 g r (8|

Um im Unendlichfernen noch eine restliche Geschwindigkeit vr zu behalten, müßte die Grenzhubgeschwindigkeit:

13) Zulässige Höchstbeschleunigung für den Menschen rund 5 g (etwa 49 m/sec2), allerdings werden beim Abfangen aus Sturzflügen von Fliegern Beschleunigungen bis 8,3 g (etwa 83,4 m/sec2) ohne gesundheitlichen Schaden erreicht. Nach Ziolkowsky ist die zulässige Höchstbeschleunigung dem Gewicht eines Tieres umgekehrt verhältig; Kerbtiere, insbesondere Insekten, halten riesige Beschleunigungen bis 100 g (rund 980 m/sec2) aus. Dies folgt auch aus elementaren dimensionstheoretischen Betrachtungen.. Ziolkowsky zentriifugierte Tiere in einer kleinen (D = 1 m) rotierenden Kammer. Die Flugversuche wurden von Doolittle in Amerika ausgeführt.

Voor = V v, + 2 g r PS)

sein (v^j. > v^). Letztere Gleichung hat eine große Bedeutung auch in der Theorie des R-R.

Da — im Gegensatz zum R-R — die Geschwindigkeit des Geschoßraumschiffes beim Verlassen der Mündung die größte ist, so muß man in Gl. (1) den Wert v = V 2 g r einsetzen und erhält:

L = (]/2 g r J: 2 (b-g) = g r : (b-g) <1®8

Eine kurze Rechnung zeigt, daß man unsinnige Andrücke von der Größenordnung 109 g erhält. Dabei haben wir nicht den Luftwiderstand berücksichtigt. Riesige Andrucke und technische Schwierigkeiten ermöglichen auch nicht den Bau von Schleuderraumschiffen. Zudem sind beide Bauarten nicht steuerbar. Darum sind diese Raumschiffbauarten für den Weltraumflug untauglich.

Das Reaktionsraumschiff. Das moderne R-R ist eigentlich eine vervollkommnete, ins Riesige vergrößerte Rakete. Als solche ist das R-R steuerbar. Als Brennstoffe sind solche mit höchster Wärmetönung, und zwar verflüssigtes H und 0 vorgesehen (siehe Zahlentafel 1).

Zahlentafel 1.

Das R-R im leeren schwerefreien Raum. Die Theorie des R-R und seiner Bewegung ist ziemlich einfach. Ihr liegen zugrunde zwei Annahmen: 1. der Konstanz der relativen Auspuffgeschwindigkeit der Treibgase und 2. des günstigsten Auspuffes : der Druckmittelpunkt der angreifenden Kräfte und das Trägheitszentrum der sich bewegenden Masse liegen auf dem Träger des Vektors der resultierenden Reaktionskraft. Die volle Masse (M) des mit einer Geschwindigkeit (V) fliegenden R-R setzt sich zusammen aus der Masse des leeren R-R (mr), der Masse des Brennstoffes beim Anfang der Bewegung (maa) und der unverbrannten Brennstoffmasse (ma). Offenbar ist für einen beliebigen

Zeitpunkt M = mr + ma )

und für t = 0 ma = maa 1 (11}

d. h. M = mr'+ maa J

Wenn wir weiter das Massenverhältnis durch maa : mr = q und die Ausströmgeschwindigkeit durch (va) bezeichnen, so hat man die grundlegende Gleichung der Bewegung des R-R

(12|

Diese Gleichung erhält man durch einfache Integration der Differentialgleichung des Impulssatzes

(mr + ma) d V = — va d ma (14)

Die Integration:

d V

d mQ

mr + ma

C

ergibt sofort:

V

— 1 n (mr + ma) + C

(15)

(16)

Bis zur ersten Explosion ist ma = maa und V = 0, daher

C = + ln(mr + maa) (II)

also

va " l mr + ma

(IS)

Die Höchstgeschwindigkeit wird bei ma = 0 erreicht, was Gl. (12) ergibt.

Das Verhältnis der R-R-Leistung zur Brennstoffleistung ist im schwerefreien Räume gleich:

(19)

und wird als energetischer Wirkungsgrad bezeichnet. Wenn maa : mr < 1 so hat man bei

c 1 W.

und maa : mr <^ 0,5

W0„

tri : mr = q

m0

mr

in,.

= q (l-q)

Eine leichte, aber numerisch langwierige Berechnung zeigt, daß der energetische Höchstwirkungsgrad von 64,7 v. H. bei einem Massenverhältnis von

qopt = 3,997 ^ 4

(20)

erreicht wird14). Der energetische Wirkungsgrad ist im wesentlichen (Gl. 19) eine Funktion des Massenverhältnisses, bei q = 0 ist Wen = 0,

14) Die genaue numerische Berechnung des Wertes qopt wurde in dankenswerter Weise von cand. math. R. Lademann ausgeführt.

bei qopt Ä- 4 erreicht er seinen Höchstwert und sinkt weiter langsam, um bei q = oo gleich Null zu werden (siehe Schaubild Abb. 1 und Zahlentafel 2). Auch ist die Flug- und Höchstgeschwindigkeit des R-R im wesentlichen eine Funktion des Massenverhältnisses q (Gl. ,18)

Vin km/sec max

W invH

0 10 20 30 40 50

9

Abb. 1. SchauMd des energetischen Wirkungsgrades (Wen ) und der Höchstgeschwindigkeit (Vmax ) in Funktion des Massenverhältnisses (q).

Zentrifugalbeschleunigung

Reaktionskraft

^ Erdschwerebeschleunigung

/ / / AU

Abb. 2.

/ / /

V(m/sec)

Abb. 3. Schaubi'M der Funktion

330 (C)

1 -_^ei c __ m/seCi cz

und (12)ls). Gleichungen (12) und (19) gestatten uns folgende Zahlentafel 2 zu berechnen (nur gültig für den leeren schwerefreien Raum):

Zahlentafel 216)__

15) Darum enthält der Satz (G. Manigold a. a. O. siehe Fußnote 9): „Auch die vom Vortragenden erwähnte Raketengeschwindigkeit von etwa 12 000 m/sec bei einer Gasausströmgeschwindigkeit von 5000 m/sec aus der Düse kam nicht zur Sprache. Es ist nicht klar, aus welchem Anlaß das gesamte System: Rakete und Ausströmgas eine Geschwindigkeit in Richtung der Rakete erlangen soll, denn das widerspricht unseren Grundsätzen der Mechanik'4, eine grobe Unwissenheit der „Grundsätze unserer Mechanik". Es kommt immer auf die relative Bewegung des Gas-Massenteilchens an, welches sich relativ zum R-R stets nach rückwärts bewegt, für einen im (relativ) ruhenden Weltenraume (d. h. auf das Iner-tialsystem der Fixsterne bezogen) befindlichen Beobachters ruhen (bei V = va) oder in Flugrichtung bewegen wird (bei V > va). Nach dieser Probe wird ein jeder, der die Elemente der Mechanik schon kennt, zu der Ansicht gelangen, daß der Referent statt mit solchem Rüstzeug zu kritisieren, noch selbst zur Schule gehen sollte.

16) In der Zahlentafel 2 bezieht sich va = 5000 m/sec auf reinen Wasserstoff und Sauerstoff und va = 4000 m/sec auf Kohlenwasserstoffe und Sauerstoff oder endogene Sauerstoffverbindungen.

Die soeben erfolgte Untersuchung der Bewegung des R-R im leeren schwerefreien Räume läßt sich in folgenden Fällen gebrauchen: L im schwerelosen Weltenraum zwischen den Sonnen- oder Milchstraßensystemen (Sterneninseln), wo die Schwerkraft beinahe auf 0 sinkt, 2. auf kleinen Himmelskörpern mit kleiner Schwerkraftbeschleu» nigung und 3. praktisch im Abstände eines Halbmessers von einem Himmelskörper. Aus dem nächsten Abschnitt ersieht man, daß sich die Rechnungen für ein stationäres Schwerefeld (etwa Erdschwerefeld) nicht ändern, sondern lediglich mit dem sog. Beschleunigungsglied multipliziert werden müssen.

Das R-R im leeren stationären Schwerefe 1 de

(Erdschwerefelde). Im Erdschwerefelde erhält man anstatt der GL (12) und (19) folgende:

{Ch} (b.t.) {t.}

und

wobei

(21)

(22)

(23)

dyiT VA b-

(b = Beschleunigung des R-R) als dynamischer Wirkungsgrad bezeichnet wird17). In diesen Gleichungen bezeichnet {C h} den chemischen Faktor, {B.T.} den biologisch-terrestischen Faktor und {t} den technischen Faktor. Der chemische Faktor — die Auspuffgeschwindigkeit — hängt ab von der Art des Brennstoffes, seiner Mischung und

17) Die Gleichungen (21) und (22) für die Fluggeschwindigkeit und energetischen Wirkungsgrad lassen sich folgendermaßen ableiten: Die Verbrennungsdauer einer bestimmten Brennstoffmasse ist von dem Voshandensein eines stationären Schwerefeldes unabhängig und gleich

t = v2 : (b—g) C24J

wobei (v) die Geschwindigkeit des R-R nach dem Verbrauche einer bestimmten Brennstoffmasse in (t) Sekunden ist. Da nach unserer grundlegenden Annahme die Vektoren (b) und (g) auf einem Träger liegen und entgegengesetzt gerichtet sind, so ist (b—g) die relative Schiffsbeschleunigung. Der Andruck (scheinbare Schwere) im R-R wird durch die Gleichung:

b = b : g C25)

in Vielfachen von g ausgedrückt gegeben. Bei jeglicher reinen Inertialbewegung, d. h. solange keine äußeren Kräfte, wie Beschleunigung oder Luftwiderstand, auftreten, ist 'b_= 0. Wenn wir nun weiter mit fe) die Abbrenndauer des ganzen Brennstoffes und mit Vmaxo die dadurch erzielte Höchstendgeschwindigkeit be-

zeichnen, so erhält man

C26J

und aus Gleichung (24) den Ausdruck

Vmaxo = v ϖ b : (b-g) C27)

Diese Gleichung (27) ergibt mit Gleichung (12) die gewünschte Gleichung (21). Aehnlich läßt sich auch die Gleichung (22) für den energetischen Wirkungsgrad im Erdschwerefeld ableiten.

dem Verbrennungsort (Luft oder luftleerer Weltenraum). Der technische Faktor — das Massenverhältnis q — ist eine Festigkeitsfrage der Möglichkeit des Baues großer und leichter Brennstoffbehälter (welche auch die positiven und negativen Beschleunigungen des flüssigen Brennstoffes aushalten müssen)18). Und der biologisch-terrestrische Faktor enthält die Schiffsbeschleunigung und Erdschwerebeschleunigung: erstere darf nicht größer sein als die zulässige Höchstbeschleunigung des menschlichen Körpers (b = 5 g), zweites ist ein Charakteristikum unseres Planeten. Wenn wir den Wert b = 5 g annehmen, so erhält man für das Schwerefeld

Vo-0,8V

und Weno = Wdyn-Wen = 0,8Wi

Mit Wdyn = 0,8 müssen auch beim Gebrauch der Zahlentafel 2 für das Erdeschwerefeld sämtliche Zahlen der Tafel multipliziert werden. Aus Gl. (12), (19), (21) und (22) und der Zahlentafel geht folgendes hervor: bei Vergrößerung des Massenverhältnisses q wächst die Geschwindigkeit des R-R bis ins Unendliche19), da weiter bei q = const, auch V = const, so hängt offensichtlich die Fluggeschwindigkeit nicht von dem absoluten Gewicht des R-R ab. Auch sind Flug» und Höchstendgeschwindigkeit (Gl. 12 und 21) unabhängig vom zeiträumlichen Verlauf der Explosionen. Wenn b = g, so ist nach GL (21) die Geschwindigkeit im Schwerefelde (im Erdschwerefelde, wenn die Schwerebeschleunigung = g = 9,81 m/sec2) trotz größten Brennstoffverbrauches gleich 0. Eine Vergrößerung des dynamischen Wirkungsgrades gestattet eine Verkleinerung der Auspuffgeschwindigkeit und, was wichtiger ist, eine Verkleinerung des Massenverhältnisses q, bedingt aber eine festere und daher schwerere Bauart des Raumschiffes. Auch darf der Mensch nicht ohne besondere Vorkehrungen — der Beschleunigungsschutzgeräte — einer Beschleunigung von mehr als b = 5 g ausgesetzt werden. Als solches Gerät schlägt Ziolkowsky ein Gefäß mit einer Flüssigkeit vom spez. Gewicht des menschlichen Körpers vor, in welches die Fluggäste während der Beschleunigungszeitdauer eingetaucht werden20). Bei einer einzigen großen Explosion istpraktischb = 00 und g : b = 0, d. h. der dynamische Wirkungsgrad = 1 (100 v. H.) und die Fluggeschwindigkeit im Schwerefelde ist der im schwerefreien Räume gleich. Aus der Zahlentafel 2 ersieht man weiter, daß man bei einer Vergrößerung der Auspuffgeschwindigkeit (va) größere Endgeschwindigkeiten, also auch die (irdische) Grenzhubgeschwindigkeit und Uebergrenzhubgeschwindigkei-ten mit kleineren Massenverhältnissen (q) erreicht. Außerdem steigt bei Vergrößerung von (va) die Grenze der irdischen Grenzhub- und Uebergrenzhubgeschwindigkeiten immer mehr in den Bereich der wirtschaftlich günstigen Werte des energetischen Wirkungsgrades. Dieses

18) Das tatsächlich mögliche Massenverhältnis q ist eine rein technische Frage der Festigkeitslehre — richtiger des Leichtstoff- und Leichtformbaues, wobei noch die schwierigen dynamischen (Beschleunigungen) und thermischen Umstände zu berücksichtigen sind. Dies bedarf einer besonderen Untersuchung. Nach Ziolkowsky liegt ein Massenverhältnis q = 25, ja sogar q = 35 noch durchaus in den Grenzen des technisch Möglichen (und zur Zeit Ausführbaren).

19) Bei kleinen Massenverhältnissen q < 1 oder gar q ( 1 hat man

Vmax = Va ' ( maa mr )

20) Dies Verfahren ist von Ziolkowsky unter Schutz gestellt worden und in einer kleinen Abhandlung („Ueber den Transport zerbrechlicher Gegenstände") beschrieben. Dieser Umstand erklärt u. a. das ungefährliche Hantieren mit bestimmten Präparaten in mit Spiritus gefüllten Gläsern.

zwingt uns, Brennstoffe mit größerer Auspuffgeschwindigkeit der Gase zu finden, wobei man wenigstens die Grenzhubgeschwindigkeit in die Nähe von Wen = 65 v. Ii, allenfalls Wen =55^-60 v. H. bringen kann, was auch den Vorteil eines kleineren Massenverhältnisses mit sich bringt.

Eine elementare Interpolationsrechnung zeigt, daß bei b = 5 g, d. h. Wdyn = 0,8 (80 v. H.) ein H.-O.-Raumschiff zum Verlassen der Erde ein Massenverhältnis q 18 und im ungünstigeren Falle b = 4 g, d. h. Wdyn 0,75 (75 v. Ii), ein Massenverhältnis von g 20,5 braucht.

Eine weitere Erniedrigung des Massenverhältnisses q läßt sich durch ein künstliches erdgebundenes Mittel, und zwar durch den Katapultstart erreichen. Dazu will Ziolkowsky eine auf Geleisen laufende Startrakete verwenden.

Eine kurze, hierzu übergehende Rechnung zeigt, daß man dabei ein neues Massenverhältnis qk < q nach der Gl.

qk = ^=l + e (29,

erhält, wobei vk die durch den Katapultstart erreichte Anfangsgeschwindigkeit bezeichnet. Nach Gl. (29) läßt sich folgende kleine Zahlentafel 3 zusammenstellen:

Zahlentafel 3

Man ersieht daraus, daß das Verhältnis qk : q zwischen 2 und 5 schwankt und daß der Katapultstart eine bedeutende Verkleinerung des Massenverhältnisses gestattet.

Die wohlbehaltene Landung eines mit riesiger kosmischer Geschwindigkeit (rund 12 km/sec) in die irdische Lufthülle hereinfliegenden Raumschiffes ist eines der schwierigsten Probleme der Raumschiffahrt. Die Aufgabe läßt sich prinzipiell auf zwei Arten lösen: durch Gegengas oder durch sinngemäße Ausnutzung des Luftwiderstandes oder durch eine vernünftige Kombination beider Landungs-

arten. Rechnungen21) zeigen, daß bei einem normalen Start eine Ge-gengaslandung technisch ganz unmöglich ist, da das Massenverhältnis dabei im günstigsten Falle (Wdyn = 0,8) qx = 323, bei Katapultstart wäre eine Gegengaslandung noch denkbar. Darum greifen sämtlichen Forscher entweder zur kombinierten Methode (Oberth, Valiers und Goddart: Gegengas und Fallschirm) oder zur aerodynamischen Landung (Zander und Ziolkowsky — beflügeltes R-R).

Die bisherigen Ausführungen behandelten den senkrechten Aufstieg. Das R-R kann aber auch wagerecht fliegen und in einer geneigten Bahn steigen. Beim Flug in großen Höhen wird im Falle des Fluges mit einer Geschwindigkeit V = V (r + h) ϖ g 8000 m/sec22) (r = Erdhalbmesser, h = Flughöhe) die Zentrifugalbeschleunigung gleich der Erdbeschleunigung, und das R-R „wiegt 0" (Abb. 2). Abgesehen vom Luftwiderstand (warum auch diese Steigart bei weitem nicht die allergünstigste ist), ist der reine wagerechte Flug (also Steigflug wegen der Kugelgestalt der Erde) weit günstiger als der senkrechte Aufstieg, da dabei der. dynamische Wirkungsgrad nicht

^=L1 - (f)]

sondern

<33»

(d. h. bei b = 5g ist (Wdyn)w = 0,96 (96 v. H.)23).

Die Untersuchung des geneigten Aufstieges führt zu etwas komplizierteren Ausdrücken und zu einem allgemeineren Ausdruck für den dynamischen Wirkungsgrad24), welcher uns auch zeigt, daß —

21) Wenn das R-R die Endgeschwindigkeit O hat und unter dem Einfluß der Erdschwere auf die Erdoberfläche fällt, so ist das für eine Gegengaslandung nötige Massenverhältnis gleich

qi = (1 + q)2 ^ (1 + q)2 C3§>

Falls bei kleinen Hubhöhen man q ^ 0,5 nimmt, so läßt sich Gleichung (30) durch qi Ä^2q approximieren. Der Aufstieg von der Erde und Landung auf einem anderen Planeten erfordert ein Massenverhältnis

q2 = (1 + q) (l + q3)-l €31 >

wobei (qa) dieselbe Bedeutung wie (q), aber für den anderen Planeten, hat. Zum Besuch eines Planeten mit Rückkehr zur Erde muß das Massenverhältnis gleich:

q4 = (1 + q)2 (l + q3)2—1 €32}

was unsinnige Massenverhältnisse ergibt.

22) Bei h = o hat man für diese Geschwindigkeit den Ausdruck Voo : (irdische Grenzhubgeschwindigkeit).

23) In der Tat ist, wenn R = Yb2g2 die wagrechte Beschleunigung des R-R bedeutet, die in t Sekunden erworbene kinetische Energie gleich

(b2g2)t2

2g

Diese Gleichung gibt die volle erworbene Arbeit des R-R an. Die entnommene Kraft ist gleich

b2t2 2g

Durch Division beider Gleichungen erhält man sofort Gleichung (33).

24) Der Ausdruck für den dynamischen Wirkungsgrad ist

Wdyn = _(__-_ cosaj

wo a den Winkel zwischen der Resultierenden und der Senkrechten bedeutet und Ri die geneigte R-R Beschleunigung ist.

abgesehen vom Luftwiderstand — der schwach geneigte Aufstieg wirtschaftlich ist. (Schluß folgt.)

Neue Segelflugzeuge Im Rhön-Wettbewerb 1927.

(Fortsetzung aus Nr. 17.)

Die Sektion Bonn des Niederrhein-Vereins für Luftschiffahrt

ist mit drei Flugzeugen erschienen.

„Jupp".

Meldenummer 34. Typ „Prüfling", gebaut von den Mitgliedern Jos. Schiller und Erich Paffrath.

„Bonn".

Meldenummer 39. Abgestreifter Hochdecker. Entwurf Dipl.-Tng. H. Landmann, erbaut von der Jungfliegergruppe des N. V. f. Luftschiffahrt, Sekt. Bonn. Spannweite 11,40 m, Länge 6,00 m, Flügel zweiteilig, an Rumpfoberkante mit Federbolzen angelenkt. 2 I-Holme, Rippen-Gitterkonstruktion, Flügelinhalt 15,8 nf, Rumpf in Sperrholz, vorn sechskantig, hinter dem Flügel fünfkantig. Normales Höhen- und Seitenleitwerk mit Dämpfungs- und Kielflossen. Unter dem Rumpf eine durch Gummipuffer abgefederte Zentralkufe mit Starthaken, hinten ungefederter kurzer Eschensporn. Leergewicht etwa 95 kg. Knüppelsteuerung und Pedale.

„Meenzer Bub" der Interessengemeinschaft für Flugsport, Mainz.

Im Winter 1925/26 wurde von den Herren Otto und Weiland der Mainzer Ortsgruppe des D. M. S. V. ein verspannungsloser Eindecker gebaut, der im selben Jahre am Rhönsegelflugwettbewerb teilnahm, aber wegen Mangel an ausgebildeten Segelfliegern nicht seine gute Flugfähigkeit zur Geltung brachte. Nachdem im Laufe des Jahres einige Mitglieder ihre A- und B-Prüfung auf der Rhön bestanden, wurde der „Meenzer Bub" zum diesjährigen Rhönwettbewerb geschickt und bewies nach einigen Flügen gute Flugeigenschaften. Gewicht der Maschine 100 kg, Spannweite 12 m, Flügeltiefe 1,4 in, Flä-

Wm

Rhön-Segelflug-Wettbewerb 1927. Hochdecker der „Interessengemeinschaft für Flugsport" Mainz.

chenbelastung 6,5 kg/m2. Das dreiteilige Tragdeck besteht aus zwei Holmen, Sperrholznase bis zum Vorderholm und steifen Innendiagonalen. Das Profil „Göttingen 535" nimmt im äußeren Drittel ab und verflacht sich auf ein symmetrisches Profil. Der viereckige Sperrholzrumpf trägt am Ende das Seitenruder von 1 m2 und das Höhenruder von 2 m2 Inhalt. Kielflosse und Dämpfungsfläche fehlen. Die Gesamtlänge beträgt 5,70 m und die Gesamthöhe 1,25 m. Die Steuerung besteht aus Knüppel- und Pedalsteuerung und die Betätigung der Verwindungsklappen erfolgt durch Stoßstangen und Hebelübertragung an den Flügelanschlußstellen.

Da der „Meenzer Bub" durch Mißgeschick eines Jungfliegers in die Brüche ging, soll er diesen Winter wieder neu gebaut werden, um auf dem nächstjährigen Rhönwettbewerb neue Erfolge für die junge Mainzer Ortsgruppe zu erzielen.

Hüttmatin-DrehQügel Versuchsmodell 1927. Im Gegensatz zu dem im Vorjahre in der Rhön vorgeführten Modell trägt die diesjährige Versuchstype zwei Flügelpaare. Die Rotation erfolgt wiederum gegenläufig, so daß die bei Verwendung nur eines Drehflügels (La Cierva) auftretenden seitlichen Kippmomente ausgeschaltet sind. Das hintere Flügelpaar ist leichter gebaut als das vordere; daher beschleunigt sich bei Vergrößerung des Anstellwinkels die Drehung hinten rascher als vorn. Die Folge ist eine automatische Wiederherstellung der normalen Fluglage. Bei der abgebildeten Versuchsausführung ist aus praktischen Gründen der Flügeldurchmesser beim vorderen und hinteren Flügelpaar gleich. Es besteht jedoch kein Grund, anzunehmen, daß bei größeren Ausführungen nicht auch eine Anordnung ebenso wirksam ist, bei der die Größe der hinteren Drehflügel sich zu derjenigen der vorderen wie ein normales Höhenleitwerk zu einem normalen Tragflügel verhält. Die Tandemanordnung der Drehflügel wird vom Konstrukteur also nicht als Voraussetzung für die Längsstabilisierung angesehen, wohl aber die Verwendung eines Höhensteuers in Form von Drehflügeln. Hüttmann geht von der Tatsache aus, daß die Drehflügel im Gegensatz zu starren Flächen auch dann noch Auftrieb liefern, wenn die Vorwärtsbewegung des Flugzeuges das bei starren Flächen als „untere Geschwindigkeitsgrenze" bekannte Maß bereits unterschreitet. Ein starres Höhenruder würde in diesem Falle unwirksam werden, nicht aber ein als Höhenruder dienendes Drehflügelpaar. Die im Bilde sichtbare hintere Höhenflosse ist lediglich zur Stabilisierung des normalen Geradeausfluges bestimmt. Die in der Mitte zwischen den Querträgern angebrachte Vertikalflosse ist als Prellbügel ausgebildet. Sämtliche Teile sind zur Regulierung der

A_____JL.___jStkl____/L _ _JL~

Hüttmann-Drehflügel Modell 1927.

Längslastigkeit verschiebbar angeordnet. Gezogen wird das Modell durch einen kugelgelagerten Leichtmetallpropeller von 80 cm Durchmesser mit Gummiantrieb. Zum Fluge ist das Modell in der Rhön während des Wettbewerbes leider nicht gekommen, da eine rechtzeitige Fertigstellung nicht möglich war und Hüttmann das noch nicht eingeflogene Versuchsmodell bei den herrschenden Windverhältnissen nicht aufs Spiel setzen wollte.

KQNSnaiKTKWS INZEbHEITBI

Ventilstößelführungen beim Bristol-Jupiter.

Die konstruktive Durchbildung der Einzelteile beim Bristol-Jupiter ist in Fachkreisen noch wenig bekannt, und ein Studium der Einzelteile zu empfehlen. Interessant und gut durchdacht ist die Konstruktion der Stößelführungen. Die Stößelführungen a sind nicht, wie üblich, in Phosphorbronze, sondern in Duralumin ausgeführt. Die nebenstehende Abbildung zeigt die obere und untere Stößelführung. Die Stößelrollen sind gehärtet und laufen auf gehärteten Bolzen. Das durch die Stößelführung durchgedrungene Oel wird in einem tassenförmigen Raum bei a gesammelt und durch Rücklauflöcher c in das Gehäuse zurückgeführt, b ist Stößelführung, c Oelrücklauflöcher, d kleine Oelpfannen mit Schmierloch für Schmierung der Stößelführung. Vergleiche die rechte Abbildung.

Antrieb des Magnetzünders beim Bristol „Jupiter". Der Antrieb des B. T. H.-Magnetzünders beim englischen Bristol „Ju-

piter"-Flugmotor geschieht über ein elastisches Zwischenglied, eine aus dünnen Platten bestehende Federpackung. Der Magnetzünder sitzt ebenso wie die Oelpumpe am hinteren Ende der Kurbelwelle. Hier wird zunächst ein Wellenstummel mittels Zahnrad angetrieben. Am anderen Ende dieses Stummels sitzt die bereits erwähnte Feder-Kupplung, deren Platten b (siehe Abbildung) in die Schlitze des Teiles c eingreifen. Vom Teil c aus erfolgt die Verbindung mit einer Zahnrad-Einstellkupplung a, wobei die beiden Zahnräder durch Mutter und Sicherung fest miteinander verbunden werden. Die Zahnradkupplung erlaubt nun eine äußerst genaue Einstellung des Zündzeitpunktes, während die Federkupplung einen weichen, nachgiebigen Antrieb gewährleistet.

Außerdem gestattet die Federkupplung ein Ausbauen des Magnetzünders, ohne daß beim Wiedereinbau erst erneut eingestellt werden muß.

Oelpumpe des Bristol „Jupiter".

Die vom Kurbelende angetriebene Oelpumpe des Bristol „Jupiter" besteht aus 2 Pumpen, von denen die eine mit dem Rücklauföl arbeitet, während die andere für Frischöl sorgt. Die Pumpe a (für Rücklauföl) hat einen um 30 % größeren Rauminhalt als die Pumpe b (Frischöl), die dazu bestimmt ist, den Oeldruck ständig auf gleicher Höhe zu halten.

Zur Regulierung dieses Frischölzu-satzes dient das Einstellventil c, das mit Druckfeder d arbeitet. Der Oelfilter e liegt gleichzeitig in der Oelführung der Frischölpumpe und der Rücklaufpumpe, f sind Stahlringe, g ist die Mittellinie der Kurbelwelle und h die Antriebsnase.

Richtlinien für Gleit- und Segelfliegerausbildung.

Die Bedeutung, die 'die Fliegerausbildung auf Gleit- und Segelflugzeugen, ganz besonders auch als Vorschulung für den Motorflug, gewonnen hat, fordert dringend einheitliche Richtlinien und Grundsätze, nach denen :in den verschiedenen Schulen vorgegangen wird.

1. Maschinenmaterial:

Das Anfängerschulflugzeug ist unter evtl. Vernachlässigung aerodynamischer Hochwertigkeit unter allen Umständen so zu entwerfen und so zu bauen, daß für den Insassen die größtmöglichste Sicherheit gegen Verletzungen garantiert ist.

Dazu gehört erfahrungsgemäß unbedingt vollkommen freier Sitz des Führers, derart, daß keine Konistruktionsteile außer dem unumgänglich notwendigen Steuerknüppel vor ihm liegen, gegen die er bei einem Aufprall geschleudert werden kann, oder, die vor ihm splitternd, Verletzungen hervorrufen können. Ein gefederter Anschnallgurt ist unter -allen Umständen vorzusehen und 'bei jedem Fluge zu benutzen. Das Anschnallen geschieht zweckmäßig mit breitem Gurt über den Brustkorb, nicht über den Leib. Als evtl. Anhaltepunkt für die linke Hand ist ein Gurt zu verwenden, keine feste Strebe. Der Gurt ist lediglich anzufassen, nicht um das Handgelenk zu schlingen. Kantige Konstruktionsteile hinter dem Kopf des Führers sind unbedingt zu polstern. Beim Entwurf des Anfängerflugzeuges ist darauf Bedacht zu nehmen, daß die Bauteile, die den Führer unmittelbar umgeben, kräftig ausgeführt sind und zur Verringerung der Splitterwirkung möglichst bandagiert sind. Wenn die Maschine senkrecht auf dem Kopf steht, muß der Platz f ü r d e n sitzenden Führer unbedingt gewahrt sein. Bei einem Ueberschlag oder einem senkrechten Absturz müssen also stets erst Konstruktionsteile brechen, ehe der Führer direkt aufschlägt. Der Abstand vom Sitz des Führers bis zum Seitenisteuerfußhebel ist so zu bemessen, daß der Schüler auf jeden Fall mit gebeugten Beinen sitzt. Bei gestreckten Beinen treten außerordentlich leicht (Knochenbrüche ein.

Die ganze Maschine ist tunlichst drahtvers'pannt zu konstruieren, da bei den eintretenden hohen Beanspruchungen durch diesen elastischen Aufbau weniger Gefahr vorliegt, wichtige Teile zu stauchen.

Bei gelenkig aufgehängten Flügeln und nicht allzu stark dimensionierten oberen Drähten reißen bei ganz schweren Stößen diese oberen Drähte und die Flügel fallen herab. Erfahrungsgemäß werden dadurch durchweg Holmbrüche vermieden. ,

Das Anfängerflugzeug wird zweckmäßig leicht kopflastig konstruiert und der Höhensteuerkielflosse demgemäß Abtrieb durch negative Einstellung gegeben. Man erreicht damit, daß sich der schlimmste Fehler, das Ueberziehen, nicht in so unangenehmer Weise auswirkt, da das Flugzeug von selber wieder auf den Kopf geht.

Es ist unbedingt ein Flügelprofil zu wählen, welches einen sehr großen An-

stelilwinkelbereich erlaubt, bei dem also bei lieber ziehen oder Ueberdrücken Abreißen der Strömung erst sehr spät eintritt.

Die ^Steuerwirkung des Anfängerflugzeuges ist bereits relativ empfindlich zu gestalten, damit sich der Anfänger unter keinen Umständen den Fehler des Uebersteuerns 'angewöhnt. Aus diesem Grunde ist die Seitensteuerung so zu übersetzen, daß bei kleinen Bewegungen der Füße 'bereits große Bewegungen des Seitenruders eintreten. Das Seitenruder ist bei Gleit- und Segelflugzeugen .normalerweise verhältnismäßig unempfindlich.

Düren feinfühlige Steuerung gewöhnt man den Schüler gleich im Anfang an die notwendige Ruhe im Knüppel.

Instrumente- im Anfängerschulflugzeug sind zu vermeiden. Sie sind bei den kurzen Sprüngen bedeutungslos, lenken nur die Aufmerksamkeit ab und erziehen unter Umständen zum Instrumentenflieger.

Das Fliegen mit Schutzbrille, besonders mit gläsernen Schutzbrillen ist zu unterlassen.

Die Geschwindigkeiten des Anfängerflugzeuges sind so gering, daß die ungeschützten Augen nicht angegriffen werden.

Als Musterbeispiel einer derartigen Schulmaschine sei der „Zögling" der R. R. G. genannt.

Als Flugzeug für den Fortgeschrittenen, nach der Prüfung B, kommt eine Maschine mit geschlossenem Rumpf in Frage.

Bei Gelände, welches die B-Prüfungen auf einer wie vor beschriebenen Maschine nicht gestattet, ist evtl. eine Zwischentype einzuschalten). Es wäre das eine Maschine, im Aufbau der anfänglich beschriebenen ähnlich, aber in den auf allzu robuste Landestöße der Anfängermaschine berechneten Teilen etwas leichter, da man hier schon bessere Landungen verlangen muß, und evtl., je nach den Anforderungen des Geländes, mit mehr Fläche. Als Schulbeispiel wäre hier anzuführen: Ein Flugzeug, ähnlich dem „Hols der Teufel". Der Führersitz ist unter Umständen, wie beim „Hols der Teufel", mit dünnen Stäben und Stoff tropfenförmig zu verkleiden.

Die vorher erwähnte Bootsmaschine für Schüler nach Prüfung B ist nicht als hochwertiges Segelflugzeug mit großem Seitenverhältnis zu bauen. Hauptaugenmerk ist bei dieser Maschine auf n o r m a 1 e Steuerfähigkeit zu legen, d. h., es müssen Flugbewegungen mit dieser Maschine ausführbar sein, die denen des Motorflugzeuges entsprechen. Das heißt wiederum, empfindlich ansprechende Steuer und geringes Seitenverhältnis ähnlich den Motorflugzeugen, um gleiche Kurvenfähigkeit und gleiche Kurventechnik zu erzielen.

Die den Führersitz bildende Rumpf spitze ist durch doppelte Wandungen und starke Holme möglichst fest zu gestalten, um dem Führer größtmögliche Sicherheit zu gewähren. Vor dem Führer liegende Kantenteile sind gut zu polstern.

Am Rumpfende ist eine Halteschlinge derart anzuordnen, daß durch die Haltemannschaft auf keimen Fall wichtige Teile, wie Höhensteuerverstrebungen usw., beschädigt werden können.

Die Bausicherheit eines derartigen Flugzeuges ist möglichst hoch zu schrauben, damit Abfangen aus dem Sturzflug und ähnliches ohne jegliche Gefahr möglich ist. Aus diesem Grunde, und um eine möglichst kurze Schwingung der Flügel zu bekommen, wird abgestrebte Bauart zu verwenden sein. Ein Schulbeispiel für eine derartige Maschine ist das Schulsegelflugzeug „Prüfling" der R. R. G.

Um dem Schüler mit Prüfung C dann die Möglichkeit zu größeren Flügen, besonders von Hang zu Hang zu geben, und besonders um dem Schüler das Schulen auf weitspannenden Maschinen zu ermöglichen, ist ein hochwertiges Segelflugzeug als Abschlußmaschine zu wählen.

Um auch hier die Garantie zu haben, daß der Schüler nicht durch unruhiges Steuern evtl. lange Flügelschwingungen verstärkt, ist abgestrebte Bauweise zu empfehlen.

Es ist darauf zu achten, Profile mit möglichst geringen Druckpunktwanderungen zu verwenden, da 'bei Schülern immer mit möglichen Extrem-Lagen zu rechnen ist.

Ein Schulbeispiel für ein derartiges Flugzeug wäre die „Edith" der Darmstädter Fliegergruppe.

2. Schulungsart:

Hier erweist es sich als notwendig, um nicht Zeit und Mühe zu vergeuden, die bislang erfolgreichste Schulungsmethode einzuführen und evtl. weiter zu entwickeln.

Es hat sich beispielsweise erwiesen, daß am zweckmäßigsten bei der An-fängersehulung sofort mit dem Fliegen begonnen wird. Bei Wackeltopf-Vorschu-lung oder beim Pendeln im Stand wird bei dem Schüler fast immer der Eindruck erweckt, als wäre das Querruder das wichtigste Steuer. Andererseits werden fast immer ungewöhnlich große Steuer ausschlage zur Gewohnheit gemacht. Wenn man dem Schüler das Selbstverständliche der Bewegungsrichtungen damit klar macht, daß man die Vorstellung erweckt, man drücke mit dem Knüppel, als wäre er fest an der Maschine (nicht gelenkig), das Flugzeug immer in die richtige Lage, dann wird bei dem Schüler, der sich nicht zusammenreißt, sondern mit gelösten Muskeln in der Maschine sitzt und s einem Instinkt, d, h. seiner ganz natürlichen Reaktion auf gewisse Schwankungen freien Lauf läßt, ein Bewegen der Steuer in verkehrter Richtung ganz ausgeschlossen sein.

Der Schüler muß natürlich bei seinen ersten Flügen irgendwelche Anhaltspunkte für die richtige Lage der Maschine haben, da man ein gefühlsmäßiges Beurteilen der Lage selbstverständlich erst durch längere Uebung erwirbt.

Es ist hierbei unbedingt alles zu vermeiden, was den Blick des Schülers auf ein zu kleines Gesichtsfeld beschränkt. Es ist deshalb als Anhaltspunkt ein Punkt am Horizont zu wählen, auf den der Schüler losfliegt. Aus dem Steuern auf diesen Punkt ergibt sich nun von selber die richtige Richtung und Höhenlage. Der Schüler sieht den Horizont als Teilungsstrich zwischen Himmel und Erde in seinem Blickfeld und irgendwelche Aenderungen in der Höhenlage wird ein Auf- oder Abwärtswandern dieses Teilungsstriches anzeigen. Auf jeden Fall ist in der Anfängerschulung darauf zu sehen, daß, auch wenn das Gelände durch sanfte, gleichbleibende Neigung das erlaubt, nie sogen. B o d e n a b -stand geflogen wird. Das heißt, daß der Schüler auf den Boden unter sich blickt und nun einen gleichbleibenden Abstand fliegt. Wer so fliegt, kann natürlich von einem höheren Hang oder überhaupt in größerer Höhe nicht fliegen, d. h. also Mühe und Zeit vergeuden. Bei größeren Flügen ist ein sogen. Kontrollblick in den Flügel bei unklaren Situationen ganz angebracht. Man sieht sehr deutlich, wie das Profil in der Luft liegt. Es handelt sich ja um den Anstellwinkel des Profils, deshalb richtet man sich dabei stets nach den Flügeln, nicht nach Streben oder sonstigen Bauteilen. Bei den ersten Flügen ist bereits ganz streng darauf zu achten, daß die vorgeschriebene gerade Richtung unbedingt eingehalten oder wieder aufgenommen wird. Wo das Gelände ohne Hindernisse ist und ein Landen überall ermöglicht, sind evtl. durch Fähnchen Hindernisse zu markieren. Welter dürfen sich bei besonderer Bodenbeschaffenheit, z. B. loser Sand oder Sumpf und dergl., natürlich nicht die Landungen nachdem Boden richten. Eine gute Landung ist, auch in solchem Gelände, nur eine Landung, die auch auf hartem Boden glatt verlaufen wäre. Bis zur Prüfung A wird bewußt das Geradeausfliegen geschult. Bis zur Prüfung B wird dann das Kurvenfliegen geschult, und zwar völlig normale Kurven. Das heißt, das Flugzeug wird mit Seitensteuer herumgenommen und mit Querruder, dem Kurvenradius entsprechend, in Schräglage gebracht. Auf gar keinen Fall sind Schiebekurven zu dulden. Das heißt, mit Seitensteuer herumnehmen und mit Gegenquerruder ängstlich Schräglage vermeiden,

Während bis zur Prüfung B diese Kurvenübungen nicht unbedingt in Hangnähe stattfinden müssen (allerdings sind die Kurven über vorgeschriebenen Stellen zu fliegen), wird nach der Prüfung B das Kurven am Hang trainiert, als Vorübung für Segelversuche am Hang.

Ganz allgemein ist gültig, Start, wie der letzte Teil des Motorflugstartes, d. h. der Knüppel wird so gehalten, daß die Lage des Höhensteuers der Normallage des Flugzeuges entspricht. Während des Startes wird völlig stillgehalten. Das heißt, es wird nicht vorher gedrückt, dann gezogen oder dergl., sondern mit stillgehaltenem Knüppel geht das Flugzeug in die Luft Steuerbewegungen erfolgen nun erst dann, wenn das Flugzeug eine ungewollte Lage einnimmt. Also keine schematischen Anweisungen, wie z, B. erst drücken, dann hochziehen und, wenn das Seil abfällt, wieder drücken oder ähnlich1.

Ueberhaupt ist immer wieder darauf zu sehen, den Schüler möglichst zum Stillhalten des Knüppels zu bewegen. Dauerndes Spielen mit den Steuern verrät Nervosität und ist unnütz.

Bei den verspannten Anfängermaschinen ist immer wieder die Verspan-n u n g zuprüf en. Der Schüler muß verlangen können, daß das Flugzeug nach keiner Seite hängt, und die Beurteilung der Flüge ist: schwer, wenn ein dauernder St euer aus schlag nötig ist. Durch genaues Feststellen der Windrichtung und genaues Einrichten von Maschine und Startleuten wird mancher Fehlstart von Anfängern vermieden.

Eine feste Reihenfolge ist im Flugdienst nicht vorzu-n e h m e n. Es kommt vor, daß sich ein Schüler an bestimmten Tagen nicht veranlagt fühlt. Er tritt «dann stillschweigend zurück. Fest eingeteilt, würde er natürlich doch fliegen, und unter Umständen Bruch machen. Diese Freiheit erlaubt weiter dem Lehrer, sehr genau jeden einzelnen zu beobachten. Es wird Schüler geben, die unter diesen Verhältnissen sehr oft vom Fluge zurücktreten und so ihre Nichteignung beweisen, ohne daß es zuviel Maschinen^ bruch kostet. Bei Brüchen ist immer daran zu denken, daß niemand absichtlich Bruch macht und die Tatsache allein normalerweise schon so beschämend und bei dem nächsten Fluge hinderlich wirkt, daß schwere Verweise oder dergl. die unvermeidliche Unsicherheit beim nächsten Fluge nur vergrößern können.

Bei Anfängerflügen ist darauf zu achten, daß der Startschwung immer annähernd der normalen Fluggeschwindigkeit entspricht. Ein Start mit zu wenig Fahrt, bei dem der Anfänger eigentlich nun zuerst die notwendige Fahrt andrücken müßte, wird einen Flug genau so verderben, wie ein Start mit zuviel Schwung, bei dem die Maschine zuerst zum Aufbäumen neigt. Es wird sich im Verlaufe der Schulung oft zeigen, daß der Schüler die Abwärtsbewegung in folge Durchsackens (nach Ueberziehen) nicht von der Abwärtsbewegung infolge Drückens unterscheidet und noch mehr zieht. Hier ist ein Blick in das Flügelprofil angebracht. Zur Vermeidung solcher Fehler ist darauf zu sehen, daß der Schüler möglichst bald das Gefühl für die Geschwindigkeit seiner Maschine durch die Luft bekommt. Niemals darf diese Geschwindigkeit nach dem Boden abgeschätzt werden, denn gegenüber dem Erdboden ist die Geschwindigkeit natürlich bei starkem Gegenwind gering, bei Rückenwind unter Umständen sehr groß.

Bei fortgeschrittenen Schülern ist Ueberfliegen von, evtl. markierten, Hindernissen sorgfältig zu üben. Da im Segelflug jede Landung eine Art Notlandung darstellt, kann darauf gar nicht 'genug Wert gelegt werden. Das Hindernis wird mit vergrößerter Fahrt angedrückt, und das Flugzeug dann ganz flach (nicht hoch aufbäumend) darüber hinweggezogen.

Rhön-Rossitten Ges. E. V., Wasserknppe, Fliegerschule. Stamer.

FLUG

Inland.

Mitteilungen des Deutschen Luftrates. Bekanntmachung Nr. 38.

Auf der diesjährigen Tagung der Föderation Aeronautique Internationale vom 14.—19. August in Zürich sind folgende Beschlüsse gefaßt worden, die sofort in Kraft treten:

A. Betr. Rekorde.

1. Segelflug-Rekorde

sind in Zukunft an das Gelände gebunden. Es gibt also keine Segelflug-Weltrekorde im bisherigen Sinne mehr, wohl aber örtliche Segelflug-Rekorde, die international umstritten werden können und daher der Anerkennung durch die Föderation Aeronautique Internationale (F. A, I.) unterliegen.

Für diese neue Klasse der Segelflug-RekoTde gelten folgende Arten: Klasse D, örtliche Rekorde.

1. Dauer mit Rückkehr zum Startplatz.

2. Dauer ohne Rückkehr zum Startplatz.

3. Entfernung mit Rückkehr zum Startplatz.

4. Entfernung in gerader Strecke.

5. Höhe über dem Startplatz.

6. Geschwindigkeit ohne Zwischenlandung in geschlossener Bahn über eine Strecke von mindestens 1 km und darüber hinaus.

Bei den Rekorden 2 und 4 darf die Höhe des Landungsplatzes nicht tiefer als 10 m unter der Höhe des Startplatzes liegen.

Bei den Rekorden 1, 3 und 6 versteht man unter „Rückkehr zum Startplatz" Rückkehr in einen Kreis von 500 m, dessen Mittelpunkt der Startplatz ist.

2. Nationalität der Rekorde.

Die Nationalität des Rekordes ist die des Flugzeugführers. Für den Fall, daß die Besatzung aus mehreren Flugzeugführern besteht, wird der Rekord dem Lande desjenigen Flugzeugführers zugeschrieben, der als erster Flugzeugführer im Protokoll bezeichnet ist.

3. Ueberbietungen von Rekorden.

Höhen-Rekorde müssen nicht mehr um 100, sondern um 200 m überboten werden.

Dauer-Rekorde müssen wie folgt überboten werden:

bis 12 Stunden .........um 5 Minuten

von 12 bis 24 Stunden ......um 15 Minuten

von 24 bis 48 Stunden ......um 30 Minuten

über 48 Stunden.........um 1 Stunde.

In dem Protokoll sind jedoch wie bisher die genauen erzielten Zeiten mit Sekunden anzugeben.

4. Die Mitführung von Fallschirmen bei sämtlichen Rekord-Flügen und von Sauerstoffgerät bei Höhen-Rekordflügen wird nicht mehr verlangt .

5. Barographen sind für Beurkundungen der Rekorde dann nicht nötig, wenn die Beurkundungen der Zeit und des ununterbrochenen Fluges durch vom Luftrat anerkannte Beurkunder von der Erde aus oder durch mitfliegende, vom Luftrat anerkannte Beurkunder erfolgt.

6. Gleichzeitig mit Einreichung der Protokolle, in denen ein Rekord zur Anerkennung angemeldet wird, ist für jeden Rekord eine Gebühr von 100 franz. Franken beim Deutschen Luftrat mit einzureichen, die an die F. A. I. weitergereicht wird.

B. Betr. Wettbewerbe.

Innerhalb von Wettbewerben dürfen keine Leistungen außer Wettbewerb beurkundet werden. Wird gelegentlich eines Wettbewerbs die Beurkundung einer Leistung außer Wettbewerb gewünscht, so können hierzu nur Beurkunder verwandt werden, die im Wettbewerb selbst keine Verwendung haben. Berlin, den 9. September 1927.

Deutscher Luftrat. Der Vorsitzende, i. A. gez. v. Tschudi.' Betr. Anerkennung von Weltrekorden. Von der Föderation Aeronautlque Internationale (F. A. I.) wurden lt. Mitteilungen vom 30. 8. und 12. 9. 1927 folgende Weltrekorde anerkannt:

Klasse C (Landflugzeuge). Vereinigte Staaten von Amerika.

1. Capt. Charles A. Lindbergh auf Ryan-Eindecker mit Wrlght-Whirlwind-Motor zu 200 PS auf der Strecke Neuyork—Paris am 20—21. Mai 1927: Größte Entfernung auf gerader Strecke: 5800 km (bisher Frankreich, Costes und Rignet: 5300 km).

2. Clarence D. Chamberlin und Ch. A. Levine auf Bellanca-Eindecker mit Wright-Whirlwind-Motor zu 200 PS auf der Strecke Roosevelt-Field—Helfta am 4.-6. Juni 1927. Größte Entfernung auf gerader Strecke: 6295 km (bisher Lindbergh, s. oben).

Deutschland:

3. und 4. Edzard und Risetics auf Junkers W 33 mit Junkers-L 5-Motor zu 320 PS, Dessau, am 3.-5. August 1927. Größte Dauer: 52 h 22 min 21 sec (bisher Amerika, Chamberlin, 51 h 11 min 31 sec). Größte Entfernung in geschlos-

sener Bahn: 4660 km 628 (bisher Frankreich, Drouhin und Landry: 4400 km).

5. H. Steindorff und Lukas auf Rohrbach-Roland mit 3 B. M. W.-Motoren zu 230 PS in Staaken am 12. August 1927: Mit 1000 kg Nutzlast. Höhe: 6805 m (bisher Frankreich, Coupet: 6540).

Klasse C bis (Wasserflugzeuge). Vereinigte Staaten von Amerika.

6. Lt. C. Champion auf Seeflugzeug Wright-Apache mit: Wasp-Motor zu 425 PS in Washington am 4. Juli 1927. Höhe: 11581 m (bisher Ver. Staaten, Champion, 10 197 m).

Klasse C, Leichtflugzeuge, 1. Kategorie (Zweisitzer unter 400 kg).

England.

7. Lady Bailey und Mrs. de Haviland auf D. H. Moth mit Cirrus Mark 11-Motor zu 30/80 PS in Stag Lane am 5. Juli 1927. Höhe: 5268 m (neuer Rekord).

Tschechoslowakei.

8. Capt. Voleck und Capt. Chorouseck auf B. 9. 4 mit Walter-Motor zu 60 PS, Prag, den 26. Juli 1927. Entfernung in geschlossener Bahn: 600 km (neuer Rekord).

Klasse C. Leichtflugzeuge, 3. Kategorie (Einsitzer zwischen 200 und 350 kg).

Tschechoslowakei.

9. Capt. Hamsick auf B. 10. 4 mit Walter-Motor zu 60 PS, den 26. Juli 1927. Entfernung in geschlossener Bahn: 1400 km (neuer Rekord).

Der Flugzeugführer Jean Callize ist durch den französischen Aero-Club am 5. September 1927 auf Lebenszeit disqualifiziert worden, die beiden ihm zugesprochenen Höhenweltrekorde vom 10. 10. 24 und 23. 8. 26 sind aus der Liste der Weltrekorde gestrichen worden.

Der letzte gültige Höhenweltrekord für Landflugzeuge ist demnach folgender: Sadi Lecointe auf Nieuport-Delage mit Hispano-Suiza-Motor zu 300 PS, am 5. September 1923 in Villesauvage. Höhe: 10 741 m.

Berlin, den 15. September 1927.

Deutscher Luftrat, Der Vorsitzende, i. A. gez. v. Tschudi.

Lt. Mitteilung vom 20. 9. 27:

Klasse C bis (Wasesrflugzeuge) Nutzlast 1000 kg: Schweden.

K. Q. Lindner auf Wasserflugzeug Flygindustrie Lizenz Junkers, 3 Junkers L. 5, in Limmhamm, den 6. August 1927.

Entfernung.............1 176 km 05

Dauer...........10 Std. 2 Min. 45 Sek.

Geschwindigkeit über 1000 km . ϖ ■ ϖ ϖ 171,5 km/Std. Klasse C Leichtflugzeuge 3 te Kategorie — Einsitzer zwischen 200 und 350 kg. England.

Capt. H. S. Broad, auf de Haviland „Tiger Moth", mit D. H. - Motor zu 32/130 PS, in Stag Lane, am 24. August 1927.

Geschwindigkeit über 100 km .... ■ 300,1 km/Std. Berlin, den 23. September 1927.

Deutscher Luftrat Der Vorsitzende: I. A. v. T s c h u d i.

Vorträge von der XVI. W. G. L.-Tagung. Die Ablösungs- oder Grenzschichttheorie Prandtls und die Entstehung der Wirbel

in der Wirklichkeit.

Ahlhorn.

Die Ablösungs- oder Grenizschichtentheorie von L. Prandtl schien dazu berufen, die nur für bestimmte Fälle geltende Helmholtzsche Theorie der Wirbelbildung allgemeingültig zu ersetzen. Leider stimmt sie nicht mit den physikalischen Tatsachen überein, und sie ist mitverantwortlich für die Irrtümer der Göttinger Theorie des Magnuseffekts, welche die unglückliche Erfindung des Flettner-Rotors zur Folge hatte. Daher ist eine kritische Nachprüfung nicht zu umgehen.

Die Ablösungstheorie nimmt an, daß die Grenzschichten der Strömung um einen festen Körper bei zunehmendem dynamischen Druck, z. B. an der Rückseite

eines Zylinders, umkehren müßten, wie eine den Hang einer Wellenbahn hinaufrollende Kugel, da ihre kinetische Energie nicht ausreiche, die Bewegung fortzusetzen. Durch den Rückfluß entstehe an einer bestimmten Stelle eine hinausragende Grenzschichtfalte, die sich am Ende zu einem Wirbel aufrolle. Die nötige Rotation werde durch Reibung längs der Wand erzeugt.

Die Untersuchungen des Vortragenden; haben nun ergeben, daß die Bewegungen der Grenzschichten nicht von ihrer kinetischen Energie abhängt, sondern allein von den Schubkräften der freien Flüssigkeit, die eine Umkehr unmöglich machen. Die Ableitung einer Faltenbildung mit folgender Würbelung ist daher hinfällig. Ferner wird nachgewiesen; daß die innere Rotation, die durch Reibung längs der Wand entsteht, nicht zur Wirbelbildung führt. Endlich ergab die pho-tographische Strömungsanalyse die Unzulänglichkeit eines Versuchs, durch den Prof. Prandtl den Beweis für die Richtigkeit seiner Theorie erbracht zu haben glaubte. Dabei sollten die Grenzschichten durch Absaugen in einem Jppalt entfernt und die Wirbelbildung verhindert werden. In Wirklichkeit werden die Grenzschichten nicht entfernt, die Wirbelbildung aber beträchtlich verstärkt. Die Ablösungstheorie kann daher nicht aufrecht erhalten werden.

Im Anschluß hieran entwickelte Prof. Ahlborn eine neue, den natürlichen Verhältnissen entsprechende Theorie der Wirbelbildung. In der Ebene des größten Querschnitts der Körper, wo der dynamische Druck vollständig Tn kinetische Energie umgesetzt, also gleich Null ist, entstehen an der konkaven Seite der Stromlinien im Bereich der Grenzschichten zentrifugale Trägheitsk;räfte, die in der Flüssigkeit eine Zugspannung hervorrufen und so den dynamischen Druck negativ machen. Die hier befindlichen Teile der Flüssigkeit scheiden dahe^ aus der Potentialströmung aus und werden durch Reibung an ihrem Umfange in Rotation versetzt. So entsteht eine unendliche Reihe von Wirbeln, die sich in vielfachen planetarischen Bewegungen umeinanderdrehen und aufrollen, die Pö-tentialströmung von der Rückseite des Körpers verdrängen und so das Feld des bisher nicht erklärbaren negativen Flüssigkeitsdruckes ausmachen.

Rechnungen über den Eintritt des Trudeins.

A. v. Baranoff.

An Hand eines durchgerechneten Beispiels, das den Uebergang eines Flugzeugs ins Trudeln darstellt, wird gezeigt, in welcher Weise ein solcher Uebergang vor sich geht und worauf es in erster Linie ankommt, um diesen Uebergang zu erleichtern bzw. zu verhindern. Es zeigt sich dabei im einzelnen, daß neben dem Kreiselmoment, dessen Höhe von der Massenverteilung des Flugzeugs abhängt, nicht minder wichtig ein anderes schwanzlastiges Moment ist, das dann entsteht, wenn das Flugzeug bei großer Drehung um die Bahnachse vom Schieben nach innen ins Schieben nach außen übergeht. Wenn die Seitenschwingung des Flugzeugs stark gedämpft wird, kann daher der Uebergang ins Trudeln erschwert werden. Auf mangelhafte Dämpfung des Seitenleitwerks beruht auch das sog. nichtstationäre Trudeln, das eine charakteristische Bahn mit periodisch wiederkehrendem Sich-Fangen besitzt.

Zum Schluß wird ein statisches Stabilitätskriterium des Trudeins gegeben, aus dem ersichtlich ist, daß es wesentlich auf den Verlauf des Längsmoments im Bereich der hohen Anstellwinkel ankommt.

Die meteorologischen Grundlagen des transatlantischen Luftverkehrs.

W. G e o r g i i.

1. Die Südamerikaroute von Lissabon über die Canaren—Cap Verden nach Brasilien kann während des ganzen Jahres beflogen werden. Die Windverhältnisse sind in jeder Jahreszeit günstig, zumal in Richtung Europa—Südamerika, die allgemeinen Wetterverhältnisse derart, daß sie den Flugbetrieb normalerweise nicht stören. Im Frühling und Herbst verlangen die tropischen Sturmböen auf der afrikanischen Seite besondere Beachtung.

2. Die Flugrouten nach Nordamerika kommen nur für den Sommerluftverkehr in Frage. Die Winterstürme des Nordatlantischen Ozeans gestatten zunächst noch keinen transatlantischen Winterluftverkehr.

Die günstigsten Wind- und Wetterverhältnisse während der Monate Mai bis Septemiber bietet die Route Lissabon—Azoren—Bermuda—Gap Hatteras. Sie ist zwar an Flugkilometern die längste Strecke, doch hat sie dem großen Vorteil

beständiger Wetterverhältnisse, welche tatsächlich eine regelmäßige Durchführung von Verkehrsflügen ermöglichen, Die direkte Flugroute Irlands—Neufundland ist durch unbeständige Witterung und ungünstige Witterungsverhältnisse gekennzeichnet. Sie ist durchaus nur Gelegenheitsroute, abhängig von der jeweiligen Wetterlage. Sie gestattet vorläufig keine regelmäßige Durchführung von Flügen.

Etwas günstiger liegen die Verhältnisse auf der Flugroute Lissabon-Azoren—Neufundland. Zwischen den Azoren und Neufundland unterliegt sie allerdings auch noch in erheblichem Maße den Witterungsstörungen. Sie gibt deshalb auch keine Gewähr für eine regelmäßige Durchführbarkeit der Flüge.

Die nördlichste Route von Schottland über Island—Südgrönland nach Labrador verdient Beachtung. Sie ist verhältnismäßig kurz, bietet gute Flugstützpunkte und hat besonders im Frühsommer (Mai—Juni) günstige Wind- und Wetterverhältnisse.

3. Für den Luftverkehr von Nordamerika nach Europa kommt wegen der Windverhältnisse in erster Linie die Route Neufundland—Azoren—Lissabon in Frage,

Rheinisches Flugturnier 1927.

Der Kölner Klub für Luftfahrt veranstaltete unter Mitwirkung des Düsseldorfer Aero-Klubs, der Sektion Bonn des Niederrheinischen Vereins für Luftfahrt und der T. IL Aachen mit Genehmigung des Luftrats am 17. und 18. September das „Rheinische Flugturnier 1927". Das Turnier, das neah verschiedenen neuartigen Gesichtspunkten zusammengestellt war, erlitt starke Einbuße durch schlechtes Wetter und dem zum Teil damit zusammenhängenden Ausfall eines Teiles der Wettbewerber und konnte so neben dem geringen Publikumserfolg auch nur wenig Erfolg in technischer, sowie fortschrittlicher Hinsicht gebucht werden.

Von den gemeldeten 26 Bewerbern erschienen 14 am Start. Nicht erschienen waren v. Conta, Bamberg (Messerschmitt M 19); Hoch, Merseburg (Blanke); Dr. Gullmann, Leipzig (Klernm-Daimler); Möltgen, Köln (Klemm-Daimler); Altemeier, Essen (Albatros L 66 a); Albrecht, Leipzig (Dietrich DP IIa); Müller, Fürth (Messerschmitt M 17); Schultz, Braunschweig (LVG B III); Hesselbach, Darm-stadt (BAG D IIa); Martens, Frankfurt (MM 3); Siebel, Berlin (Klemm-Daimler) und Bohne, Hamburg (Bäumer B IV-Sausewind); teils wegen Verspätung der Zulassung, wegen Notlandung oder Behinderung durch das Wetter.

Im Pünktlichkeitsflug siegte Aichele, Jungfliegerstaffel-D. L. V., Berlin (Udet U 12a). Im Montage-Wettbewerb, an dem kläglicherweise nur 3 Klemm-Daimler teilnahmen, siegte Riedinger, Ebingen, mit der wenig hervorragenden Zeit von 17 Min. 33 Sek. (!). Der Orientierungswettbewerb und die Rennen, die nach dem Handicap-Verfahren gewertet wurden, sahen in den einzelnen Abteilungen Fieseier auf R.-K. Schwalbe, Fitzner auf Klemm-Daimler als Sieger.

Zum Fallschirmabsprung Triebner wird uns von berufener Seite folgendes geschrieben: Triebner, der im Zusammenlegen und Verpacken des Fallschirmes als vorsichtig galt, hatte beim Abspringen einige Gewohnheiten, welche der Gebrauchsvorschrift nicht entsprachen und bedenklich waren. — Er band die Aufziehleine außen am Fahrgestell an, anstatt innerhalb des Sitzes und behielt sie, soweit er sie beim Aussteigen nicht benötigte, in der Hand, anstatt sie im Verpackungssack zu verwahren.

Da er in der lezten Zeit stets zusammen mit seiner Frau aus einer Maschine derart absprang, daß er erst seine Frau abspringen ließ und, sobald sich deren Schirm entfaltet hatte, also wenige Sekunden später, selbst nachsprang, ist anzunehmen, daß schon während des Absprunges seiner Frau die Aufziehleine seines Schirmes durch Kollision auf Zug kam und den Verschluß lockerte, so daß, wie in den Zeitungsnotizen übereinstimmend gesagt war, der Schirm beim Absprung zu früh aus dem Verpackungssack kam und am Flugzeug hängen blieb und zerriß.

' ' Die in der vorigen Nummer des „Flugsport" gebrachte Mitteilung, daß der Fallschirm erst nach dem Absprung gerissen sei, beruht zweifellos auf einem Irrtum.

Literatur.

(Die hier besprochenen Bücher können von uns bezogen werden.)

„Der Jungflieger". Roman von Sophie Kloerss. 180 Seiten. Preis geheftet 2.70 RM, Ganzleinen RM 4.50. Verlag Scherl, Berlin. Eine Novelle aus dem Fliegerleben.

„Der kommende Mensch", Monatsschrift für Leben und Kultur in ihren kosmischen Abhängigkeiten. Herausgegeben vom Hans Fischer. Preis halbjährlich 6 Hefte RM 3.—, Einzelheft RM 0.60, jedes Heft 32 Seiten. Verlag „Der kommende Mensch", Hamburg 1, Berkhof 1.

Zum erstenmal wird in dieser Zeitschrift das Gebiet der kosmischen Abhängigkeiten des Lebens und der Kultur in volkstümlicher, wissenschaftlich einwandfreier Form behandelt. Es gibt kaum ein Gebiet, das nicht unerwartete Anregungen erhielt. Ob es sich um Wetterkunde oder Medizin, um Rechtswesen oder Biologie, Geologie oder Astronomie, Chemie, Physik oder Kulturwissenschaft, um Grundfragen der Politik oder Kunst, Weltweisheit, Lebenshaltung oder Pädagogik handelt, alles erscheint in einem neuen Licht, da es eingereiht ist in ein allgemeines höheres Geschehen.

„Afrikaflug". Im Wasserflugzeug von Zürich über den dunkeln Erdteil nach dem Kap der guten Hoffnung. Mittelholzer, Gouzy, Helm. Mit einem Vorwort von Prof.' Albert Heim. 235 Seiten. 215 Abbildungen, 4 Karten und 1 Plan. Verlag Orell Füssli, Zürich/Leipzig. Preis geheftet RM 12.—, Leinwand RM 13.—.

Von Zürich über Afrika bis zum Kap der guten Hoffnung ist eine Riesenstrecke, Um sich davon eine Vorstellung zu machen, war nur mit Hilfe des Flugzeuges eines tüchtigen Flugzeugführers und Meisters in der Photographie, wie Mittelholzer, möglich. Die Aufnahmen sind derartig packend, daß man glaubt, den Flug selbst mitzuerleben. Herrliche Flugaufnahmen offenbaren einem einzigen Blick ungeheure Gebiete des alten Aegypten, Steppen, Wälder, Wüste, Städte, Vulkane, Seen, Gebirge und Flußläufe. M-an findet wundervolle Bilde r aus dem Leben der Primitiven: Wohnungen, Siedelungen, Feste, Tänze, Besonderheiten der Stämme, ihre typischen Vertreter, Tier- und Pflanzenaufnahmen, die den Beschauer in helles Entzücken versetzen, ihn das Buch immer und immer wieder in die Hand nehmen lassen und ihm wirklich etwas übermitteln von jenem Bewußtsein eines neuen beglückenden Lebensgefühls, das die Menschheit den kühnen geistigen Fliegern zu verdanken hat.

L'Annee Aeronautique 1926—1927. Von L. Hirsch au er und Gh. Dollfus unter Mitarbeit verschiedener Fachleute. 418 Seiten mit zahlreichen Abbildungen und einigen Karten. Verlag Dunod, Paris.

Die Societe du Carburateur Zenith ließ mit vorliegendem Werk ein Jahrbuch der Entwicklung der Flugtechnik schaffen, das im 8. Jahrgang wiederum vorzüglich ausgestattet erschienen ist. Die Bearbeiter haben in ähnlicher Weise, wie es bei anderen derartigen Werken üblich, eine große Menge Material über die vorhandenen Flugzeuge, Motoren usw. über große Flüge und über den Luftverkehr in den einzelnen Ländern der Welt zusammengetragen und durch eine große Anzahl hervorragender Lichtbilder, Karten und Tabellen sehr geschickt vervollständigt.

Der Flugmotor, Teil I. Grundlagen. Von, Dipl.-Ing. W. Möller. Heft 7 der Sammlung Flugzeugbau und Luftfahrt. 71 Seiten mit 46 Abbildungen. Preis RM 2.50, Verlag: C. J. E. Volckmann Nachf. G. m. b. H., BeiTin-Gharlottenburg.

Der Verfasser bringt hier im Teil I außer allgemeinen Betrachtungen einen mit guten Zeichnungen erläuterten Ueberblick über die Arbeitsverfahren und Ausführungsformen der Flugmotoren, mit anschließenden Kapiteln über Kühlung, Schmierung, Zündung und Vergaser. Im Gegensatz zu vielen Werken mit ähnlichem Stoff wird hier jede schematische Aufzählung und Beschreibung von Einzelteilen oder -fabrikaten vermieden, sondern versucht, dem Leser das Ganze selbst, das Wesen des Motors vor Augen zu führen. Der Teil I muß in dieser Hinsicht als gut gelungen betrachtet werden.