Luftfahrt (Chronik und Geschichte) - Zeitschrift Flugsport Heft 24/1930

Illustrierte technische Zeitschrift und Anzeiger für das gesamte Flugwesen

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Nr, 24 _26. November 1930 XXII. Jahrgang

Die nächste Nummerdes „Flugsport" erscheint am 10. Dezember 1930

Pariser Salon 1930.

Die Flugzeuge werden immer größer und die Anmeldungen zum Salon immer zahlreicher. Um alle Aussteller unterzubringen, mußte in diesem Jahre die Gallerie für die Unterbringung von Flugzeugen herangezogen werden. Schwierig gestaltete sich das Einbringen der Großflugzeugteile. Zu diesem Zwecke mußten die Haupttore abmontiert werden, um große unzerlegbare Teile von Riesenflugzeugen in die Halle zu bringen.

*

Am 29. Nov. wird der Präsident der französischen Republik die Ausstellung um 10.30 Uhr vormittags besuchen.

Von den ausgestellten deutschen Flugzeugen wird das Dornier-Flugschiff

Do; S

großes Interesse erregen. Das Flugboot Do. S wurde auf dem Luftwege, dem Rhein folgend, über Amsterdam, der Maas entlang nach Paris überführt, wo es bereits am 16. Nov. in dem Bassin von Suresnes auf der Seine wasserte und von wo es nach dem Salon gebracht wurde.

Das Flugboot Do. S, etwas kleiner als der Do. X, hat 31 m Spannweite und eine Gesamtlänge von 28 m, Leergewicht 10 t. Zum Betrieb diene» 4 Hispano-Suiza-Motoren von je 600 PS, welche über dem Flügel wie beim Do. X in Tandem angeordnet sind. Geschwindigkeit des Flugbootes 220 km.

Bleriot

bringt auf seinem Stand im Vergleich zu seinen modernen Typen das Flugzeug, mit welchem er am 21. Juli 1909 den Kanal überquerte. Da-

Beachten Sie nächste Nummer

Nr. 25 Flugsport vom 10. Dez. Enthält: Ausführlichen Bericht „Pariser Salon" mit Zeichnungen und Abbildungen, englischen Stahlflugzeugbau mit 25 Abbildungen, Segelflugstart in der Ebene, neues Verfahren u. a. m,

neben steht ein großer Verkehrseindecker Typ Bleriot 125 mit zwei Hispano Suiza von je 500 PS. Die beiden Motoren mit Zug und Druckschraube und dazwischen liegendem Führerraum sind in der Mitte des Flügels verlagert. Zu beiden Seiten befinden sich zwei Rümpfe, die hinten das Leitwerk tragen. Die Rümpfe, enthaltend je eine Kabine für

6 Passagiere, sind bis auf das Fahrgestell tief herabgezogen. Durch diese Anordnung soll die Sicherheit beim Landen erhöht werden. Die beiden Rümpfe können gleichzeitig als Schwimmer ausgebildet werden. Spannweite 29,4 m, Höhe 4 m, Länge 13,8 m, Flügelinhalt 100 m2, Leergewicht 3930 kg, Gesamtgewicht 6300 kg, maximal Geschwindigkeit 205 km/h, fliegt mit einem Motor in 1000 m Höhe.

Weiter sieht man den Spad-Einsitzer 91 mit zwei M. G. s., Motor 500 PS Hispano-Suiza. Dieser Metall-Doppeldecker, mit Leinewand bespannt, zählt in Frankreich zur Klasse der leichten, besonders wendigen Jagdflugzeuge. Spannweite 8,65 m, Höhe 2,72 m, Länge 6 30 m, Flügelinhalt 22,2 m2, Leergewicht 1132 kg, Gesamtgewicht 1497 kg, Geschwindigkeit in 4000 m Höhe 270 km/h, Steigzeit auf 4000 m in

7 Min. 48 Sek., Gipfelhöhe 8500 m.

Das Sanitätsflugzeug Guillemin, ein freitragender Eindecker aus Halbmetall, mit einem Salmson oder Lorraine von 120 PS, ist für den Transport eines Kranken eingerichtet und besonders für die Verwendung in den Kolonien gedacht. Die Bahre wird durch eine breite, nach unten klappbare Tür in den Rumpf eingebracht. Der Führer des Flugzeuges kann durch ein Fenster den Kranken beobachten. Spannweite 13,50 m, Gesamtlänge 7,70 m, Höhe 3,50 m, Gesamtgewicht 980 kg, Geschwindigkeit in 2500 m 150 km/h, Gipfelhöhe 5000 m, normaler Aktionsradius 500 km.

Der Bleriot-Verkehrstiefdecker III mit Hispano-Suiza 400 PS für 4 Fluggäste. Die Flügel haben Metallkastenholme und Holzrippen mit Leinewand bespannt. Rumpf bis auf den Motorbock Holzkonstruktion. Das Fahrwerk von großer Spurweite, hat Blerioträder mit Nabeninnen-abfederung. Spannweite 17 m, Höhe 4,030 m, Länge 10,64 m, Leergewicht 1600 kg, Gesamtgewicht 2700 kg, mittlere Geschwindigkeit 200 km/h, Aktionsradius 800 km. Auf Einzelheiten werden wir in der nächsten Nummer zurückkommen.

Breguet

zeigt als Glanzstück das „Fragezeichen", mit welchem Costes und Bellonte den Nord-Atlantik von Paris nach New York überflogen.

Pariser Salon. Bleriot-Spad-Metall-Jagdeinsitzer. Geschw. i, 4000 m 270 km.

Hispano-Suiza 500 PS.

Pariser Salon. Bleriot-Sanitätsflugzeug Guillernin.

Ferner neben einem Runpf des Militärflugzeuges Breguet 230, den Ganzmetall-Militär-Zweisitzer Typ 270. Dieser Ganzmetall-Andert-halbdecker zeichnet sich aus durch geringsten Luftwiderstand; Ver-spannungen sind vermieden. Fahrwerkswiderstände gering. Man vergleiche die nebenstehende Abb. Für alle hochbeanspruchten Teile ist Stahl verwendet, für Rippen und Bedeckung Alumin.

Spannweite Oberflügel 17,01 m, Unterflügel 7,58 m, Gesamtlänge 9,76 m, Höhe 3,58 m, Oberflügelinhalt 40,92 m2, Unterflügelinhalt

Pariser Salon. Bleriot-Verkehrstiefdecker 400 PS Hispano-Suiza.

8,75 m2, Gesamtflügelinhalt 49,67 m2, Spurweite des Fahrgestells 3,521 m, Hauptbetriebsstoffbehälter 300 1, Zusatzbehälter 140 1, Leergewicht je nach) Motor 1650 bis 1750 kg, Gesamtgewicht je nach Motor 2250 kg bis 2350 kg, Höchstgewicht 2650 kg.

Von weiteren Ausstellern sind zu nennen: Michel Wibault, Late-coere, Morane-Saulnier, Farman, Dewoitine, Weymann-Lepere, les Mureaux, Bleriot-Aeronautique, Schreck, Levasseur, Henry Potez, Caudron, Liore et Olivier, C. A. M. S., Nieuport Astra, S. E. C. M., Hanriot, Rene Couzinet, Bernard; Motoren-Fabrikanten Hispano-Suiza, Renault, Farman, Salmson, Panhard-Levasso, Gnome-Rhone; Boulton-Paul, Armstrong Siddeley, Bristol, Rolls Royce; Reichsverband der deutschen Luftfahrtindustrie; Polen: Ateliers Aeronautiques d'Etat;

Pariser Salon. Breguet-Milit.-Zweisitzer Typ 270.

U. S. A.: Ford; Italien: Fiat, Romeo, Isotta-Fraschini; Tschechoslowakei: Walter; Holland: Französische Fokker-Filiale.

Erster intern. Kongreß für Luftsicherheit. ,

Der 1er Gongres International de la Securite Aerienne findet vom 10. bis 23. 12. 1930 in Paris statt. Geschäftsstelle: Commissariat j General, 23, Ayenue de Messine, Paris (8e). Kongreßteilnehmer er-; halten bei französischen Bahnen und Fluggesellschaften eine Preis-1 ermäßigung von 50 Prozent. . \

Albatros L 83 mit Junkers L 5.

Albatros L 83 mit Junkers-L-5-Motor.

Albatros hat einen neuen nach den Rumpf ob er gurten abgestrebten Tiefdecker als Lastflugzeug für Verkehr- und Sonderzwecke im Auftrag der Deutschen Verkehrsfliegerschule gebaut. Der Rumpf mit vollständig geschlossenem Führerraum besteht vorn aus geschweißtem Stahlrohr und ist hinten verspannt. Flügelumriß trapezförmig, Flügelaufbau Duralumin mit Stoff bespannt.

Das hoch über dem Rumpf verlagerte Leitwerk besteht gleichfalls aus stoffbespanntem Metallgerippe. Höhenflosse im Fluge verstellbar. Fahrwerk hochgezogen, Achse mit Druckgummi-Federbeinen, Sporn lenkbar und druckgummigefedert.

Das Verhältnis zwischen Rüstgewicht und Zuladung ist, wie nachstehende Angaben zeigen, sehr günstig und gewährt einen Aktionsradius von über 3500 km. Spannweite 25 m, Länge 13 m, Höhe 3,5 m, Rüstgewicht ca. 1525 kg, Zuladung ca. 1475 kg, Fluggewicht 3000 kg, Flügelfläche 57 m2, Brennstoffanlage normal 320 1 im Flügel — 5 Std.

Armstrong Whitworth Stahlflugzeugbau.

Vielleicht der größte Konzern der englischen Flugzeugindustrie ist die Armstrong Siddeley Development Co. Diesem von Mr. J. D. Siddeley geleiteten Konzern gehören außer der A. V. Roe and Co. die Armstrong Siddeley Motors Limited und die Sir W. G. Armstrong Whitworth Aircraft Ltd. an. Mr. Siddeley, einer der erfolgreichsten Automobil- und Flugmotorenkonstrukteure Englands baute 1902 bei Wolseley seine ersten Automobile. Später konstruierte Mr. Siddeley einen Motor für Dünnes Flugzeug und 1909 gründete er die Siddeley Deasy Motors Ltd., die spätere Armstrong Siddeley Motors Ltd. Die Firma übernahm zu Anfang des Krieges den Bau luftgekühlter 120-PS-Flugmotore. 1916 wurde der bekannte Siddeley Puma Flugmotor ge- '< baut und schon 1917 lief der erste luftgekühlte Vierzehnzylinderver- j suchssternmotor mit Kompressor. Nach langjährigem Studium im Bau j eigener Stahlflugzeuge entstand kurz nach dem Kriege der Siddeley-Siskin-Jagdeinsitzer. Dieser Flugzeugtyp wird heute von Armstrong Whitworth Ltd. fast unverändert gebaut und in der englischen Luftflotte geflogen,

Nach dem Kriege zeigte die Armstrong Whitworth Co. Interesse für die Siddeley Deasy Motors Limited und bald darauf übernahm Mr. J. D. Siddeley persönlich die Leitung der Flugzeugabteilung der Armstrong Whitworth Ltd. Die Sir W. G. Armstrong Whitworth Ltd. Flugzeugwerke, in Whitley, ein Vorort Coventrys, sind mit den modernsten Maschinen für Großserienbau eingerichtet und direkt an dem großen Flugplatz gelegen. Ferner verfügt die Firma über Materialprüfungsund aerodynamische Laboratorien mit einem großen Windkanal.

Die Armstrong Whitworth Metallflugzeuge sind sämtlich verspannte Doppeldecker mit luftgekühlten Siddeley Sternmotoren ausgerüstet. Der bekannteste der drei Typen, der Siskin Kampfeinsitzer, wurde 1918 zum ersten Male geflogen. Der jetzige Typ Siskin HIB

wird seit über 5 Jahren in den englischen Jagdgeschwadern verwendet. Durch die günstige Lage des Oberdecks (Flügelhinterkante in Augenhöhe des Piloten) und die schmale untere Tragfläche hat der Führer ausgezeichnete Sicht nach vorn, oben und unten. Außer den üblichen Tragkabeln ist die untere Tragfläche vom V-Stielanschluß nach dem Fahrgestell verspannt. Es kann also beiderseitig irgendein Haupttragkabel durchschossen werden ohne jede Beeinträchtigung der Flugsicherheit des Siskins. Der Oberflügel ist zweiholmig in der später beschriebenen Stahlbauweise aufgebaut, während der schmale, kurze Unterflügel einen Stahlrohrholm aufweist. Der zweiteilige Rumpf ist in Armstrong Whitworth Stahlrohrfachwerkbauart konstruiert und zum größten Teil mit leicht entfernbaren Stoffbahnen bespannt. Das Höhensteuer mit im Fluge verstellbarer Dämpfung sowie das Seiten-

PATENTSAMMLUNG

1930

des Band

No. 33

Inhalt: Die deutschen Patentschriften: 478076; 507619; 508304, 857; 509880; 510383;

511076, 555.

b4

Flugdrachen (Drachenflugzeuge, mit Tragflächen und Kraftantrieb, (Gruppe 3—24).

Pat. 510 383 v. 9. 3. 29, veröff. 18. 10, 30. Dipl.-Ing. Karl Mix, Dresden.

Flugs engflüg el mit dnsenartigen Kanülen.

Patentanspruch: Flugzeugflügel mit düsenartigen, von unten nach oben sich verengenden, schräg nach hinten verlaufenden Kanälen, dadurch gekennzeichnet, daß die Kanäle

auf der Flügelober- und -Unterseite durch Platten verschließbar sind, die zwecks Oeffnens der Kanäle in das Innere der festen Flügelteile hineingezogen werden.

bA Pat. 511 076 v. 3. 4. 29, veröff. 25. ^ 10. 30. Focke-Wulf Flugzeugbau A.-G., Bremen. Verfahren sinn Absangen der Grenzschicht an Flugzengflngeln.

Es ist bekannt, die Auftriebsziffern von Flugzeugflügeln durch Absaugen der Grenzschicht, besonders auf der hinteren Oberseite, zu steigern. Die praktische Anwendung ist bisher hauptsächlich deshalb unterblieben, weil durch die Saugvorrichtung (etwa vom Motor angetriebene Saugpumpe oder Kreiselgebläse) zusätzliches Gewicht, Raum und Leistung erfordert wurde.

Es ist zwar vorgeschlagen worden, die Absaugung ohne wesentliche Zusatzgewichte durch den Fahrtwind selbst, z. B. Venturidüsen, Saugöffnungen an Flugzeugteilen mit hohem Unterdruck, zu bewirken. Entsprechende Düsen, die erhebliche Abmessungen haben müßten, verursachen viel Luftwiderstand, der die erstrebten Vorteile fraglich erscheinen läßt. Absaugung von Stellen hohen Unterdrucks aus ergibt ebenfalls nur einen Scheinerfolg, denn an den Austrittsstellen begünstigt man auf diese Weise die Ablösung, die man an den Alfsaugestellen gerade verhindern wollte. Grundsätzlich ist den angeführten Verfahren der Mangel eigen, daß sie mehr oder weniger Strahlpumpen darstellen, deren Wirkungsgrade nur etwa 20 bis 30% betragen.

Patentansprüche :

1. Verfahren zum Absaugen der Grenzschicht an Flugzeugflügeln, dadurch gekennzeichnet, daß die Absaugeöffnungen in den Flügeln im Bedarfsfalle mit den Ansaugeöffnungen der Vergaser der Flugmotoren verbunden werden.

2. Verfahren zum Absaugen der Grenzschicht an Flugzeugflügeln, dadurch gekennzeichnet, daß die Absaugeöffnungen in den Flügeln im Bedarfsfalle mit

den Ansaugeöffnungen der Vorverdichter der Flug-motoren verbunden werden.

3. Verfahren nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß im Bedarfsfalle die Absaugeöffnungen in den Flügeln sowohl mit den Ansaugeöffnungen der Vorverdichter als ,auch mit den Ansaugeöffnungen der Vergaser der Flugmotoren im Parallelbetrieb verbunden werden, wobei sowohl die Motoren als auch die Vorverdichter in die freie Atmosphäre ausblasen.

U fi Pat. 509 880 v. 24. 2. 29, veröff. 13. ^ *^ 10. 30. Bayerische Flugzeugwerke A.-G. und Dipl.-Ing. Willy Messerschmitt,

Augsburg. Befestigung frei tragender Flng-sengflngel am Rumpf in drei Punkten.

In Abb. 1 ist a die Seitenansicht eines Rumpfes, b der Grundriß eines dazugehörigen zweiholmigen Flügels. Der Hauptholm c trägt am Ober- und Untergurt je einen Beschlag d, die zugehörigen Gegenbeschläge sind am Rumpf befestigt. Die beiden Beschläge am Hauptholm nehmen die sämtlichen Biegkräfte auf. Ein dritter Beschlag f sitzt am Hinterholm g an beliebiger Stelle; der zugehörige Gegenbeschlag am Rumpf ist h. Der Beschlag f, h nimmt die Stirn-und Verdrehkräfte auf.

Auch in Abb. 2 ist a die Seitenansicht eines Rumpfes. Der zugehörige einholmige Flügel k ist von oben gesehen dargestellt. Die die Biegekräfte aufnehmenden Beschläge d, e sind wie bei der Ausführung nach Abb. 1 angeordnet. Der rückwärtige Beschlag 1 wird durch Einfügen eines Dreieckverbandes geschaffen. Bei der dargestellten Ausführung geschieht dies dadurch,

daß man in das zweite Rippenfeld (vom Rumpf aus gerechnet) einen Hilfsträger m legt, der einerseits zugleich mit der dritten Rippe am Holm c, andererseits mit der zweiten Rippe und der hinteren Wand n des Verdrehkörpers verbunden ist. Die Wand n ist kein für die Anbringung von Beschlägen geeigneter Träger, sondern nur ein Abstandsstück zwischen der oberen und unteren Haut des Verdrehkörpers und dient zugleich zum Befestigen der Haut des Flügelendstückes. Von der Verbindungsstelle zwischen dem Hilfsträger m und der Wand n aus läuft durch das erste Rippenfeld ein zweiter Hilfsträger o. Sein dem Rumpfe zugewandtes Ende ist mit der Anschlußrippe p verbunden. Dadurch ist der Knotenpunkt für die Befestigung des rückwärtigen Beschlages 1 geschaffen. Patentansprüche :

1. Befestigung frei tragender Flugzeugflügel am Rumpf in drei Punkten, dadurch gekennzeichnet, daß zwei Anschlußpunkte je im Ober- und Untergurt des Hauptholmes liegen, während der dritte Anschlußpunkt an einem hinteren Holm vorgesehen ist.

2. Befestigung frei tragender Flugzeugflügel nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß bei ein-holmigen Flügeln der den dritten Anschlußpunkt tragende Verband durch eine schräg zur Flugrichtung verlaufende Abzweigung vom Hauptholm gebildet wird.

U A Pat. 478 076 v. 13. 3. 26, veröff. 29. u v 10. 30. Focke-Wuli Flugzeugbau A.-G., Bremen. Um eine in der Flugrichtung liegende Achse schwenkbarer Vorderflügel für Flugzeuge.

Es ist bekannt, die Seitensteuerung von Flugzeugen in Entenbauart durch Schwenken des Vorderflügels um eine annähernd in Flugrichtung liegende Drehachse zu bewirken. Hierbei ergibt sich der Uebelstand, daß der Druckmittelpunkt des Vorderflügels schon bei Eintritt geringer Abweichungen der Flugzeuglängsachse von der Flugrichtung (Schieben) in der Richtung dieser Schiebebewegung seitwärts wandert, so daß ein Moment des Vorderflügels um seine annähernd in Flugrichtung liegende Drehachse entsteht, das für den Flugzeugführer rasch unüberwindlich groß werden kann. Der Vorderflügel dreht sich daher eigenmächtig weiter, und das Flugzeug kann ganz aus der Herrschaft des Führers geraten.

Die Erfindung bezweckt die Verminderung oder Be-

seitigung der schädlichen Quermomente des Vorder-flügels dadurch, daß demselben die an sich bekannte negative V-Stellung und (oder) die ebenfalls an sich bekannte negative Pfeilstellung gegeben wird.

Bei Auftreten eines Schiebewinkels (Kurswinkels) v (Abb. l) würde bei einem Vorderflügel ohne V- und Pfeilstellung der Druckmittelpunkt nach der linken Flügelseite b wandern, also b zu heben, a zu senken suchen, indem der Vorderflügel sich um die Achse c dreht. Ist negative Pfeilstellung vorhanden, so trifft der Luftstrom infolge des Kurswinkels y auf der Flügelseite a ein besseres Seitenverhältnis und eine stärkere Wölbung an als auf der Seite b, sucht also a zu heben und b zu senken. Ist außerdem negative V-Form vorhanden (Abb. 2 und 3), so trifft der Luft-stiom die Flügelseite a auch unter einem größeren Anstellwinkel als die Seite b, wirkt also ebenfalls auf a hebend, auf b senkend. Durch geeignete Wahl der V- und (oder) Pfeilstellung kann man so die Quermomente des Vorderflügels um die Achse c beliebig verringern oder aufheben, wie aerodynamische Versuche gezeigt haben.

Das Wesen der Erfindung ist also darin zu erblicken, daß die an sich bekannte Querneigbarkeit des Vorderflügels mit der an sich ebenfalls bekannten negativen V- und (oder) Pfeilstellung zum Zwecke der Erzielung einer neuen technischen Wirkung, nämlich der Verminderung oder Aufhebung von Steuermomenten aus der Querneigungsbewegung, kombiniert wird.

Es können auch unter Umständen nur Teile des Vorderflügels V- und (oder) pfeilförmig gestellt werden (Abb. 4 bis 6).

Ferner ist es möglich, z. B. bei dicken Flügeln, nur die Oberseite (Saugseite) mit negativer V-Form zu versehen (Fig. 7); weiter z. B. bei trapezförmigem Vorderflügelgrundriß aus Gründen konstruktiver Einfachheit die Vorderkante gerade durchlaufen zu lassen, während nur die Hinterkante negative Pfeilform zeigt (Abb. 8). Das Wesentliche der Erfindung ist, daß die wirksame Flügelmittellinie negative V- und (oder) Pfeilform aufweist.

Patentansprüche:

1. Um eine in der Flugrichtung liegende Achse schwenkbarer Vorderflügel für Entenflugzeuge, dadurch gekennzeichnet, daß der Vorderflügel die an sich bekannte negative Pfeilstellung besitzt.

2. Vorderflügel für Entenflugzeuge nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß nur Teile des Vorderflügels die negative Pfeilstellung erhalten.

3. Vorderflügel für Entenflugzeuge nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Vorderflügel die an sich bekannte negative V-Stellung besitzt.

4. Vorderflügel für Entenflugzeuge nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß nur Teile des Vorderflügels die negative V-Stellung erhalten.

5. Vorderflügel für Entenflugzeuge nach Anspruch 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß der Vorderflügel oder Teile desselben die negative Pfeilstellung und die negative V-Stellung zugleich besitzen.

U f Ä Pat. 511 555 v. 30. 5. 28, veröff. 1. u kkJ 11. 30. Dr.-Ing. e. h. Hugo Junkers, Dessau. Luftführzeugruder mit Aus gleich -fläche.

Die Erfindung betrifft eine Anordnung von Ausgleichflächen für Steuerruder bei Luftfahrzeugen, die einen praktisch vollständigen Ausgleich der Ruderdrehmomente bei allen vorkommenden Ruderlagen ermöglichen soll. Es ist bereits bekannt, zum Ausgleich der Rudermomente vor der Ruderfläche, und zwar entweder an diese unmittelbar anschließend oder in einem

gewissen Abstände von ihr, Ausgleichflächen vorzusehen, die fest mit dem Ruder zusammenhängen. Ferner hat man vorgeschlagen, die Ausgleichfläche für sich beweglich zu machen, derart, daß sie bei Ver-schwenkung der Ruderfläche zwangsläufig um einen in bestimmtem Verhältnis größeren Winkel verschwenkt wird, wodurch man die Ausgleichfläche kleiner bemessen könnte. Bei dieser Anordnung ändern sich die Anstellwinkel der Ausgleichfläche und des Ruders über den ganzen Verstellbereich proportional. Bei starken Verstellungen wird aber das an der Ruderfläche wirksame Drehmoment der Luftkräfte infolge der Druckmittelpunktwanderung auf der Ruderfläche größer als das entgegendrehende Moment der Ausgleichfläche; dies hat zur Folge, daß diese bekannten Anordnungen nur in der Mittellage und bei kleinen Ausschlagwinkeln, bis etwa 5°, einen guten Ausgleich der Rudermomente ergeben können.

Für Schiffsruder ist ferner vorgeschlagen worden, eine am Ruderende sitzende Ausgleichfläche in eine die Bedienung des Hauptruders unterstützende Stellung zu bringen, derart, daß das Rudermoment annähernd konstant bleibt.

Die Erfindung besteht in der Uebertragung dieser letztgenannten, an sich bekannten Einrichtung auf Luftfahrzeuge, wobei Nachteile, die bei solchen Schiffsrudern vorhanden sind, vermieden und neue Vorteile erzielt werden. Bei Schiffsrudern stellen die aus praktischen Gründen stets am Ende des Hauptruders anzubringenden Hilfsruder insofern eine Gefahrenquelle dar, als sie der ständigen Beobachtung und Wartung entzogen sind, andererseits aber leicht durch Berührung mit Schwimmkörpern, mit dem Boden oder mit dem Ufer beschädigt werden können. Bei Luftfahrzeugen fallen diese Behinderungen fort, die Ruder sind stets frei zugänglich, leicht zu beobachten und zu warten. Ferner ist man bei Luftfahrzeugen nicht gebunden, die Hilfsruder am Ende des Hauptruders anzuordnen, wo sie im Abstrom des Hauptruders liegen, wodurch ihre Wirkung leicht unregelmäßig und unstetig wird, sondern man kann sie vor das Hauptruder legen oder seitwärts desselben anordnen. Patentansprüche:

1. Luftfahrzeugruder mit Ausgleichfläche, die beim Verstellen des Ruders in eine das Rudermoment ausgleichende Stellung gebracht wird, dadurch gekennzeichnet, daß das Verhältnis des Ausschlages der Ausgleichfläche zum Ausschlag des Ruders bei größeren Verstellwinkeln des Ruders größer ist als bei kleinen Verstellwinkeln.

2. Anordnung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Ausgleichfläche bei geringen Ausschlagwinkeln des Ruders gar keinen oder einen kleineren Ausschlagwinkel als das Ruder besitzt, während

von einer bestimmten Verstellung des Ruders ab der Ausschlagwinkel der Ausgleichfläche mindestens annähernd dem Ausschlagwinkel des Ruders gleichkommt (Abb. 1 bis 10).

3. Anordnung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Verhältnis des Ausschlages der Ausgleichfläche zum Ausschlage des Ruders mit zunehmendem Verstellwinkel des Ruders stetig anwächst (Abb. 11 und 12).

4. Anordnung nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Ausgleichfläche (12, 32) an einem mit dem Ruder (10, 30) starr oder durch Lenker verbundenen Hebelarm (2, 14) relativ zu diesem schwenkbar angebracht ist und von einem bestimmten Ausschlagwinkel an durch einen an dem Ruder oder Hebelarm angebrachten, einstellbaren Anschlag (5, 25) mitgenommen wird (Abb. 1 bis 6).

5. Anordnung nach Anspruch 1, 2 oder 4, dadurch gekennzeichnet, daß an der Ausgleichfläche (12') eine Feder (6') angreift, die die Ausgleichfläche in ihrer Mittellage relativ zum Ruder (10') zu halten bestrebt ist (Abb. 7 bis 10).

6. Anordnung nach Anspruch 4 und 5, dadurch gekennzeichnet, daß der Schwerpunkt der Ausgleichfläche durch Zufügen von Gewichten (7') in ihre Schwenkachse (3') gelegt ist.

7. Anordnung nach Anspruch 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß außer der schwenkbaren Ausgleichfläche (12) eine feste Ausgleichfläche (11) vorgesehen ist, die in bekannter Weise mit dem Ruder (10) fest oder durch Lenker so verbunden ist, daß ihr Ausschlag dem Ruderausschlag im ganzen Verstellbereich verhältnisgleich ist (Abb. 1 bis 4).

8. Anordnung nach Anspruch 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß der Schwerpunkt des Gesamtrudersystems in der Schwenkachse des Hauptsteuerruders liegt.

Flugzeugunterbau (Fahrgestelle)

(Gruppe 40—47).

flJL^Pat- 507619 v. 16. 5. 26, veröff. 20. 9. u^^30. Dipl.-Ing. Edmund Rumpier, Berlin-Charlottenburg. Wasserflugzeug mit schwimm fähigen Tra gfl ächen enden.

Profile, deren Unterseite eine nach vorn aufsteigende Schräge hat, sind an sich bekannt. Ferner ist bereits vorgeschlagen worden, bei Flossen eine sich über die ganze Länge der Flossen erstreckende, nach vorn aufsteigende Schräge vorzusehen. Bei dieser bekannten Einrichtung handelt es sich um Schwimmkörper, bei denen die Schräge einen zusätzlichen dynamischen Auftrieb erzeugen soll, der ein rasches „auf die Stufe kommen" des Bootes erleichtern soll. Patentanspruch: Wasserflugzeug mit schwimmfähigen Tragflächenenden, dadurch gekennzeichnet, daß diese Enden ein Profil mit nach vorn aufsteigender Schräge, d. h. hochgezogener Flügelnase, besitzen, während der übrige Teil der Tragfläche normal, d. h. mit herabgezogener Vorderkante, profiliert ist.

Abb ,

U AJ Pat. 508857 v. 20. 9. 28, veröff. 3. 10. ^ ^J 30. George Louis Rene Jean Messier, Montrouge, Seine, Frankreich. Bremsvorrichtung für Flugzeiigräder.

Patentansprüche:

1. Bremsvorrichtung für Flugzeugräder, bei der erst der Druck des Flugzeugsporns auf dem Erdboden den Bremsdruck erzeugt, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen Bremszug des Sporns und den eigentlichen Radbremsen eine Regelvorrichtung eingeschaltet ist, durch welche der Führer nach Belieben das Uebersetzungsverhältnis des Bremsdruckes zur Bremswirkung ändern kann.

2. Bremsvorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Sporn (9) durch ein Kabel (15) mit einem schwingbaren Bremshebel (16) verbunden ist, dessen Arbeitslänge vom Führer beliebig geändert werden kann.

3. Bremsvorrichtung nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß das vom Sporn kommende Kabel (15) an einem in einer Gleitführung (18) befestigten Kulissenstein (17) angreift, der vom Führer verstellt werden kann.

4. Bremsvorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Kolben (21) der an sich bekannten, am Sporn angeschlossenen hydraulischen Pumpe (22) einen Zylinder (24) trägt, dessen Kolben (26) mit einem Bremsgestänge verbunden -ist, wobei der Führer den Druck in dem Zylinder (24) beliebig ändern kann.

5. Bremsvorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Kolben der an sich bekannten hydraulischen Pumpe durch seine Kolbenstange (2 L') mit dem schwingbaren Bremshebel (16) verbunden ist, dessen Arbeitslänge durch hydraulische Hilfsmittel (260 vom Führer beliebig geändert werden kann.

6. Bremsvorrichtung nach Anspruch 1 bis 5, gekennzeichnet durch den Einbau von Verzögerungsvorrichtungen oder Katarakten (27, 29) bei den hydraulisch gesteuerten Regelvorrichtungen.

ki^Pat. 508304 v. 23. 8. 29, veröff. 27. u*v9. 30. Dr. Wolf gang Merkel, Gräfelfing b. München. Land- und Wasserflugs eng mit flugbootartigem Rumpf.

Gegenstand vorliegender Erfindung ist ein Flugzeug, das vermöge der eigenartigen Form, Konstruktion und Stellung seiner Tragflächen und vermöge des Fehlens eines eigentlichen Fahrgestelles imstande ist, sowohl auf Land wie auf Wasser niederzugehen bzw. von Land oder Wasser aus zu starten. Die bisherigen Land- und Wasserflugzeuge versuchten das Ziel durch Einziehbarkeit des Fahrgestelles oder der Schwimmer zu erreichen und waren praktisch wegen

ihrer Kompliziertheit, wegen ihres hohen Gewichtes und hohen Luftwiderstandes meist nicht brauchbar oder zu unwirtschaftlich oder mit zu vielen Gefahrquellen verbunden. Es ist auch schon vorgeschlagen worden, im schwimmfähigen Mittelteil eines Wasserflächen, mittleren, teilweise im Rumpf liegenden Lauf-arzuordnen, so daß es nur mit einem kleinen Teil seines Umfanges aus dem Schwimmkörper hervorragt, und die seitliche Abstützung durch zusätzliche Mittel, \, , Abb. i

wie seitliche Nebenräder oder Sporne, zu bewirken. Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf Flugzeuge der letztgenannten Art, verbessert diese aber durch eine zweckmäßige Ausbildung der Tragfläche, insbesondere ihres Profiles in der Nähe des Rumpfes, und durch die Unterteilung der Tragfläche in einen festen Vorderteil und einen daran federnd angeschlossenen hinteren Teil.

Patentansprüche:

1. Land- und Wasserflugzeug mit flugbootartigem Rumpf, an diesen unmittelbar angeschlossenen, mit ihren Innenenden in das Wasser eintauchenden Tragflächen, mittleren, teilweise im Rumpf liegenden Laufrad und seitlichen Stützmitteln (Nebenräder, Sporne), dadurch gekennzeichnet, daß die Stirnkante der Tragflächen in Rumpfnähe nach oben gezogen ist, derart, daß sie an der Rumpfanschlußstelle etwa in Höhe der Tragflächenoberseite liegt.

2. Land- und Wasserflugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der hintere Tragflächenteil federnd am vorderen Tragflächenteil angelenkt ist.

Pat.-Samml. Nr. 33 wurde im „FLUGSPORT" XXII., rieft 24, am 26. 11. 1930 veröffentlicht.

rüder sind dem Flügel entsprechend aus Stahlrohren und Bandprofilen gebaut. Die Fahrgestellanordnung und Oleodämpfung sind aus Abb. 1 ersichtlich. Je nach Verwendungszweck wird der Siskin mit den verschiedenen Typen des Armstrong Siddeley Jaguarmotors ausgerüstet. Gewöhnlich werden zwei durch den Propellerkreis schießende Vickers M-G, Sauerstofflaschen für Höhenflüge, elektrische Beleuchtung mit Positionslampen und Heizung, Kurzwellensender und -Empfänger, vier Zehnkilobomben, eine Signalpistole mit Patronenkasten, Fallschirm, Sicherheitsgürtel und Feuerlöscher für Armeezwecke eingebaut. Zum Umschulen kann der Siskin anstatt mit der militärischen Ausrüstung mit einem zweiten Sitz hinter dem Führersitz und Doppelsteuer geliefert werden. Beide Sitze haben die gleichen Instrumente. Die Flugeigenschaften des Siskindoppelsitzers unterscheiden sich kaum von der Einsitzertype.

Spannw. d. Oberfl. 27 m, Spannw. d. Unterfl. 27,45 m, Gesamtlänge 20,36 m, Höhe 6,08 m, Tiefe d. Oberfl. 3,65 m, Tiefe d. Unterfl. 3,04 m, Flügelabstand 3,16 m, Flügelinhalt 169,61 m2, Querruderin-

Abb. 3. Armstrong-Whit-worth-Verkehrsflugzeug Argosy.

halt 21,40 m2.

Der Atlas-Zweisitzer wird in der englischen Luftflotte für die verschiedensten militärischen Zwecke verwendet. Mit dem überkomprimierten und untersetzten Jaguar Major (510 PS in 3500 m Höhe) ist der Atlas ein ausgezeichnetes Jagdflugzeug. Auf Schwimmern zeigt er ähnlich gute Flugeigenschaften und steigt zum Beispiel auf 3000 m in 12 Minuten. Da die folgenden Beispiele für Armstrong Whitworth-sche Stahlbauweise sich im wesentlichen auf den Atlas (Abb. 2) beziehen, erübrigt sich eine nähere Beschreibung an dieser Stelle.

Auf Bestellung der Imperial Airways entwickelte Armstrong Whitworth den dreimotorigen Argosy Verkehrsdoppeldecker. Die normale Nutzlast bei 3,5 Std. Flugdauer ist 2200 kg. Die 1,85 m hohe Kabine bietet Platz für 20 Passagiere. Aktionsradius 5,5 Std. bei 150 km Reisegeschwindigkeit. Der Argosy hat drei Jaguar Motore und startet nach 200 m Anlauf und kann in 600 m Höhe leicht mit zwei beliebigen Motoren geflogen werden.

Ein aerodynamisch wesentlich verbesserter Jagdeinsitzertyp mit sehr kleinem Unterflügel absolviert zur Zeit erfolgreiche Probeflüge.

(Forts, folgt.)

Handley Page Verkehrsflugzeug H. P, 42 „Hannibal". 2000 PS.

Am 15. November machte das neue englische Verkehrs-Großflugzeug von Handley Page „Hannibal" seinen ersten Probeflug. Dieser Doppeldecker besitzt vier untersetzte Jupiter-Motoren von insgesamt 2000 PS mit vierflügeligen Schrauben, von denen zwei im Oberflügel und zwei im Unterflügel so in die Nähe des Rumpfes gerückt sind, daß die Schrauben gerade noch vorbei gehen. Die Flügel mit Metallholmen sind durch Streben im Dreiecks verband gegeneinander abgestützt. Querruder nur am Oberflügel, an der Vorderkante Schlitzflügel. Der Unterflügel ist von den Motoren nach dem Rumpf zu nach oben geführt, so daß die Kabinenfenster freie Sicht erhalten.

Der Rumpf ist an der Länge des Kabinenraums aus Duralumin; die Hauptversteifung des Rumpfes liegt in einem Gitterwerk unterhalb

Handley-Page-Verkehrsflugzeug H. P. 42. „Hannibal", vier Bristol-Jupiter-Motoren.

des Fußbodens, Unterseite Leinewandbespannung. Der Führerraum mit Doppelsteuerung liegt in der Rumpfnase. Hinter dem Führerraum liegt die Funkerkabine, daran anschließend der Passagierraum mit 12 Sitzen, dann Raum für Bar, Toilette und Gepäck. In dem weiter dahinter anschließenden Raum können noch einmal 14 Fluggäste untergebracht werden.

Fahrwerk, zwei an den Rumpf angehängte Halbachsen mit Stoßaufnehmern, die unter dem Motorfundament angreifen. Spornrad vom Führersitz steuerbar. Höhenruder doppelt unausgeglichen.

Seitenruder dreifach mit Hilf-Druckausgleichflügeln. Die Fallbenzinbehälter für sämtliche Motoren liegen im Mittelstück des Oberflügels.

Man spricht von einem Leerbetriebsgewicht von 9000 kg und einer Zuladung von 4500 kg. Mittlere Geschwindigkeit 160 km; maximal 190 km.

Do. X-Flug.

Der Flug des Do. X ist im Ausland mit großem Interesse verfolgt worden. Das Flugboot startete am 14. 11. um 12.45 Uhr (MEZ) von Calshot mit Kurs auf Bordeaux. Um 14 Uhr gab Do. X durch Funk seinen Standort bei Cap Quessant an. Um 15.30 kam folgender Funkspruch von Bord: ,.Fliegen entlang französischer Westküste, Standort Loire inferieure in Höhe der Stadt Nantes. Wetter schlechter. Do. X und an Bord alles wohl. Treffen ca. 6 Uhr in Bordeaux ein." Bei Abgabe dieses Funktelegramms befand sich das Flugschiff noch ca. 300 km von Bordeaux entfernt. Nach einem weiteren vorherigen Funkspruch, daß es an der französischen Küste anlegen wollte, wasserte das Flugschiff 13.45 (MEZ) bei Rocque de Taux in der Gironde-mündung, 30 km von Bordeaux entfernt. Am 16. erfolgte der Weiterflug nach Bordeaux, wo der Do. X um 12.40 (MEZ) eintraf.

Am 20. November flog der Do. X, nachdem er 15 Min. über Bordeaux gekreuzt hatte, nach Spanien und landete 15 Uhr in Santander. Die spanische Hafenstadt an der Nordküste Spaniens war ursprünglich als spanischer Anlaufhafen in Aussicht genommen und hatte an Dr. Dornier nach Bordeaux eine Abordnung entsandt mit der Bitte, auf dem Fluge nach La Coruna eine Zwischenlandung vorzunehmen. Das Wetter im Golf von Biscaya war während des Fluges stürmisch und regnerisch. Am 23. 11. erfolgte der Weiterflug. Ankunft in La Coruna 14.10 Uhr (MEZ).

Die Daten des Do. X mit Conqueror Motoren seien nochmals zusammengefaßt: Spannweite 48 m, Gesamtlänge 40,05 m, Gesamthöhe 9 m, Spannweite der Stummel 10 m, größte Bootsbreite 3,5 m, Höhe des Bootes 6,4 m, Inhalt des Bootsraumes 400 cbm, Sitze für Fluggäste, Eintauchtiefe leer, 0,8 m, mit 50 t Gewicht 1,05 m, Flügelinhalt mit Querrudern 454 m2, Leergewicht 29 500 kg, normales Fluggewicht 52 000 kg, maximales Fluggewicht 56 000 kg, mittlere Geschwindigkeit 190 km/h, maximal Geschwindigkeit 216 km/h, Startgeschw. 52 Sek., errechnete Gipfelhöhe 2100 m, PS mit Conqueror-Motoren 7200, Betriebsstoff-Fassung max. 19 000 1, Gargoyle-Mobilöl 1600 1, Gesamtbetriebsstoff verbrauch pro Std. bei größter Geschwindigkeit 1580 kg (die Jupitermotoren brauchten 1620 kg).

Es ergaben sich folgende mögliche Leistungen: Leergewicht 29 500 kg, Ausrüstung 500 kg, Besatzung 1000 kg, zus.31 000 kg, dazu max. Betriebsstoff 16 500 kg, Nutzlast 4500 kg, zus. 52 000 kg. Dies entspricht einer Flugdauer von I0V2 Std., entsprechend einer Entfernung von 2000 km.

Entwurf eines 18-PS-Einsitzers St I.

(Hierzu Tafel IV.)

Dieser Entwurf eines leichten einsitzigen Uebungsflugzeu-ges wurde von unserem Mitglied Walter Stender für uns ausgearbeitet. Der Bau der Maschine mußte unterbleiben, da die Durchführung unseres Arbeitsprogrammes im Segelflug dsn Einsatz aller Kräfte erfordert. Wir veröffentlichen daher diesen Flugzeug-Entwurf hauptsächlich, um zu zeigen, daß wir an die Möglichkeit eines derartig leichten Flugzeuges und an die Erzielung befriedigender Flugleistungen glauben,

Breslauer Modell- und Segelflugverein „Schlesischer Adler".

Es sollte ein Einsitzer für Uebungszwecke geschaffen werden, der im Bau und Betrieb denkbar billig ist und hinsichtlich der Festigkeit und der Flugeigenschaften auch in der Hand wenig geübter Führer als genügend sicher gelten kann. Die Festigkeit sollte der Beanspruchungsgruppe S 4 laut DVL-Lastannahmen entsprechen, so daß auch die Ausführung einiger Kunstflugfiguren zulässig ist.

Für den Antrieb wurde der 18-PS-Ursinus-Motor U 2 vorgesehen, dessen geringes Gewicht und geringer Anschaffungspreis den Ausschlag gaben.

Die aufzunehmende Zuladung konnte sehr niedrig veranschlagt werden. Eine Gesamtbelastung von 95 kg sollte ausreichen, wenn für den Führer 75, für Bordwerkzeug und bewegliche Ausrüstung 5 und für Betriebsstoff 15 kg (ca. 3V2 Stunden) eingesetzt werden. Bei geringer Abänderung des Entwurfes könnte Raum für einen Fallschirm geschaffen werden, für den die 5 kg Ausrüstung und noch 3 kg vom Betriebsstoff fortfallen müssen.

Als Baustoff wurde für den Flügel Holz und für den Rumpf Stahlrohr gewählt. Die Gemischtbauweise ergibt für derartig kleine Maschinen das günstigste Gewicht bei recht geringem Kostenaufwand. Für den Aufbau schien nur der freitragende Tiefdecker geeignet, da eine Maschine dieser Größe sonst keine günstige Unterbringung des Führers ermöglicht. Bei gedrängtester Anordnung aller Teile sitzt der Führer ungefähr im Schwerpunkt, was übrigens wegen der ungleichen Führergewichte sehr erwünscht ist. Dann erfordert jedoch der Hochdecker einen sehr hohen Baldachin, der wegen Gewicht und Luftwiderstand nicht ausführbar ist.

Der aerodynamische Aufbau mußte denkbar einfach gehalten werden, bei der kleinen Spannweite verlangt die freitragende Bauweise keine besonders dicken Profile. Das bekannte amerikanische Profil Clark Y war zur Verringerung der Druckpunktwanderung durch Aufbiegen der Austrittskante verändert worden und wies nach amerikanischen Messungen noch sehr günstige Werte von Auftrieb und Widerstand auf. Dieses Profil „Clark YH" wurde der Flügelkonstruktion zugrunde gelegt, nur sind die inneren Flügelquerschnitte etwas verstärkt, die äußeren dagegen entsprechend dünner ausgebildet worden.

Von der Entwurfsberechnung sind im folgenden die wichtigsten Abschnitte wiedergegeben und durch Kurvenblätter ergänzt. Auf die Wiedergabe der überschläglichen statischen Berechnung von Rumpf, Fahrgestell und Flügel mußte leider verzichtet werden, da der Raum nicht ausreicht. Die statischen Berechnungen dienten zur Nachprüfung der im folgenden eingesetzten Teilgewichte.

a) Qewichtsschätzung. Motor U 2 mit Schraube komplett ... 28 kg

Rumpfgerüst und Bespannung.....16 kg

Rumpfausrüstung (Behälter, Steuer, Sitz) . 7 kg

2 Räder 510X65......... 11 kg

Radgestell mit Druckfederung..... 5 kg

Sporn............. 1 kg

Höhen- und Seitenleitwerk (L9 m2) ... 4 kg

Flügel 6,4 m2 . . . ........ 20 kg

Flügelanschlußbeschläge...... . 3 kg

Leergewicht........... 95 kg

Führer............. 75 kg

Bewegliche Bordausrüstung ..... 5 kg

Oel und Brennstoff für 3V2 Vollgasstunden 15 kg

Zuladung............ 95 kg

b) Schwerpunktermittlung.

Mit den unter a) genannten Gewichten wurde der Flugzeugschwerpunkt für gefüllte und leere Betriebsstoffbehälter ermittelt, Es ergab sich im ersten Falle die Schwerpunktlage 1L5 cm, im zweiten Falle 6,5 cm vor Mitte Holm. Das bedeutet eine Schwankung zwischen 23 und 27 v. H. der mittleren Flügeltiefe. Die Hochlage des Schwerpunktes ergab sich zu 25 cm über der Flügelsehne am Rumpf.

c) Stabilitätsberechnung.

Für beide Schwerpunktlagen berechnet wurde die Stabilität um die Seitenachse. Eine Einstellung der Flügelsehne von + 3° und der Höhenflosse von 0° wurde vorausgesetzt.

Abb. 1 zeigt das Ergebnis der Stabilitätsberechnung, aufgezeichnet als reduzierte Flügel- und M

Leitwerksmomente— q

abhängig vom Anstellwinkel a. Es bedeuten:

MF MF

Abb. 1

gefüllten Behältern,

das Flügelmoment bei bei leeren Behältern, MH das Höhenleitwerksmoment bei in Mittellage festgehaltenem Ruder,

MH bei losgelassenem Ruder.

Aus der Kurve v ist die zugehörige Gleichgewichtsgeschwindigkeit zu entnehmen.

In allen Fällen ist das Flugzeug vollkommen stabil, da die Leitwerksmomente auch bei losgelassenem Ruder überwiegen. Mit gefüllten Behältern besteht Gleichgewicht bei a = 4° und v = 29 m/s, mit leeren Behältern bei a = 8° und v = 24 m/s.

Das reichlich überbemessene Leitwerk wird nicht verkleinert, um die Handhabung des Flugzeuges nicht zu erschweren.

d) Luftwiderstands-Schätzung.

Bei der Berechnung der Widerstandsanteile wurde berücksichtigt, daß außer den 6,4 m2 reiner Flügelfläche auch der Rumpf an der Auftriebserzeugung teilnimmt. Der Zuschlag zur Flügelfläche wurde auf 0,4 m2 geschätzt. Die schädliche Stirnfläche des Rumpfes wurde dementsprechend um 0,03 m2 geringer eingesetzt. Der gesamte Widerstand der nicht-tragendenTeile wurde aus folgenden Werten ermittelt: Widerstands- Widerstands-

Abb.

Bezugsfläche m2

beizahl

fläche

Rumpf mit Motor und Sitzausschnitt ...... 0,42 0,17 0,0715

Kopf des Führers .... 0,035 0,15 0,0053

Leitwerk mit Verspannung . 1,90 0,02 0,0380

Fahrwerkstreben..... 0,10 0,12 0,0120

Räder......... 0,062 0,48 0,0297

Gesamtwiderstandsfläche 0,1565 Die Beizahl des schädlichen Widerstandes, bezogen auf die Tragfläche, beträgt:

cw' = 0,1565 : 6,8 = 0,023. Abb. 2 zeigt die Polarkurve für das ganze Flugzeug und die angenommene Zunahme von cw' bei sehr kleinen und sehr großen Anstellwinkeln.

Die Momentenkurve ist strich-punktiert eingezeichnet. Bei ca. = 0 hat die Momentenzahl den kleinen Wert cm = 0,03, entsprechend einer geringen Druckpunktwanderung.

e) FTugleistungsberechnung.

Der Leistungsberechnung wurde eine Luftdichte £ —~- zugrunde

o

gelegt, entsprechend rund 400 m Flughöhe.

Die erforderliche Schwebeleistung wurde aus der Formel

N erforderlich =

G

PS

75 ~ f F ' Ca3

berechnet, mit einer Flächenbelastung G/F = 28 kg/m2. Das Ergebnis ist in Abb. 3 in einer Kurve dargestellt. Danach beträgt die geringste Schwebeleistung 5 PS,

ugsport" Organ d. Flugzeugfabrikanten, d. Modell- u. Segelflug-\/erb. u. Segelfliegerring. Taf. IV

T Aerodyn. Fläche Leergewicht: Zuladung:

Lei cht-Flugzeug Tiefdecker Stender

Motor: Ursinus U 2 18 PS

6,8 m2 95 kg 95 kg

Das reichlich überbemessene Leitwerk wird nicht verkleinert, um die Handhabung des Flugzeuges nicht zu erschweren.

Abb. 2

Bezugsfläche m2

d) Luftwiderstands-Schätzung.

Bei der Berechnung der Widerstandsanteile wurde berücksichtigt, daß außer den 6,4 m2 reiner Flügelfläche auch der Rumpf an der

Auftriebserzeugung teilnimmt. Der Zuschlag zur Flügelfläche wurde auf 0,4 m2 geschätzt. Die schädliche Stirnfläche des Rumpfes wurde dementsprechend um 0,03 m2 geringer eingesetzt. Der gesamte Widerstand der nicht-tragendenTeile wurde aus folgenden Werten ermittelt: Widerstands- Widerstands-

beizahl

fläche

Rumpf mit Motor und Sitzausschnitt ...... 0,42 0,17 0,0715

Kopf des Führers .... 0,035 0,15 0,0053

Leitwerk mit Verspannung . 1,90 0,02 0,0380

Fahrwerkstreben..... 0,10 0,12 0,0120

Räder......... 0,062 0,48 0,0297

Gesamtwiderstandsfläche 0,1565 Die Beizahl des schädlichen Widerstandes, bezogen auf die Tragfläche, beträgt:

cw' = 0,1565 : 6,8 = 0,023. Abb. 2 zeigt die Polarkurve für das ganze Flugzeug und die angenommene Zunahme von cw' bei sehr kleinen und sehr großen Anstellwinkeln.

Die Momentenkurve ist strich-punktiert eingezeichnet. Bei ca. = 0 hat die Momentenzahl den kleinen Wert cm = 0,03, entsprechend einer geringen Druckpunktwanderung.

e) Flugleistungsberechnung.

Der Leistungsberechnung wurde eine Luftdichtem =-~ zugrunde

o

gelegt, entsprechend rund 400 m Flughöhe.

Die erforderliche Schwebeleistung wurde aus der Formel

4 i/o C 2 N erforderlich = ^ ϖ Q |/ y ϖ

berechnet, mit einer Flächenbelastung Q/F = 28 kg/m2. Das Ergebnis ist in Abb. 3 in einer Kurve dargestellt. Danach beträgt die geringste Schwebeleistung 5 PS,

PS

Die von der Schraube gelieferte Leistung wurde aus der effektiven Motorleistung (F = 18 PS bei n = 2100) und dem Schraubenwirkungsgrad errechnet.

N vorhanden = N ϖ n-

Es wurde eine Schraube ausgewählt, die bei n = 2100 den besten Wirkungsgrad bei v = 30 m/s aufweist. Bei einem Durchmesser von 1,7 m war ein Höchstwirkungsgrad von 0,76 zu erwarten. Zur Berücksichtigung des höheren Widerstandes

der im Schrauben- __

strahl liegenden Flug- Abb. 3

zeugteile wurde ein um 10 v. H. verminderter Wirkungsgrad angenommen.

^max = °>76 ' °>90 = 0,685 bei ^ = 0,16. Für andere Fortschrittsgrade ist v\ kleiner.

Zwischen der bei Vollgas vorhandenen Leistung und der erforderlichen ergibt sich nach Abb. 3 eine größte Spanne von Nst = 6,5 PS als Steigleistungsüberschuß. Damit kann eine größte Steiggeschwindigkeit

Vs< = 75 ' = 75' m = 2'56 m/s

erzielt werden. Für die ersten 1000 m beträgt dann angenähert die Steigzeit:

t — 1,05 ϖ ~ 7 Minuten

60 ϖ 2,56

Die Leistungsabnahme des Motors ist nicht bekannt. Erfahrungsgemäß beträgt die Gipfelhöhe etwa 4000 m bei den oben berechneten Steiggeschwindigkeiten.

Die Höchstgeschwindigkeit ist durch den Schnittpunkt der Kurven N erf. und N vorh. bestimmt und beträgt 37 m/s entsprechend 133 km/h.

Die Tangente vom Nullpunkt an die (N erf.)-Kurve bezeichnet die wirtschaftlichste Geschwindigkeit und Leistung. Bei

v = 25 m/s (90 km/h) sind ϖ = 777^ = 8,3 PS

V 0,65

erforderlich. Beträgt der Betriebsstoffpreis 15 Pf./PSh, so erhält man reine Betriebsstoffkosten von

ϖ 0,15 : 8,3 = 1.40 Mark auf 100 km.

Die Landegeschwindigkeit ist aus Abb. 3 mit 18,5 m/s abzulesen, entsprechend 67 km/h. Die Gleitzahl bei langsam laufender Schraube (Widerstand = 0) beträgt 11,7.

(Schluß folgt.)

PLUG

Inland.

Verordnung über Segelflug- und Freiballonwesen vom 20. Oktober 1930.

Auf Grund der §§ 25 und 33 der Verordnung über Luftverkehr vom 29. Juli 1930 (Reichsgesetzbl. 1 S. 363) wird nach Zustimmung des Reichsrats verordnet: A. Erlaubnis zur Führung von Segelflugzeugen und Freiballonen.

§ 1. Für die Erlaubnis zur Führung eines Segelflugzeuges oder eines Freiballons gelten die §§ 17 bis 23 der Verordnung über Luftverkehr, soweit nachstehend nichts anderes bestimmt ist.

§ 2. An Stelle der im § 17 Nr. 3 der Verordnung über Luftverkehr geforderten Nachweise und Zeugnisse über die Vorbildung ist dem Antrag an die Landesbehörde der Nachweis der Befähigung nach § 3 oder 4 dieser Verordnung vorzulegen.

Der Nachweis kann entweder durch das Zeugnis eines von der Landesbehörde dafür anerkannten Ausbildungsunternehmens oder durch das Gutachten eines von der Landesbehörde bestellten Sachverständigen erbracht werden. Der Sachverständige muß die Erlaubnis zur Führung eines Segelflugzeuges bzw. eines Freiballons besitzen und ausreichende Betriebserfahrung haben.

§ 3. Die Erlaubnis zur Führung eines Segelflugzeuges außerhalb eines Segelfluggeländes kann an Personen erteilt werden, die das 16. Lebensjahr vollendet haben; der Angabe der besonderen Umstände für den Antrag gemäß § 17 Nr. 2 der Verordnung über Luftverkehr bedarf es in diesem Falle nicht. Der Bewerber hat nachzuweisen:

a) 5 Segelflüge von insgesamt 30 Minuten Dauer ohne Beschädigung des Segelflugzeuges. Bei jedem Fluge muß die Abflugstelle mindestens 2 Minuten lang überhöht werden. Die Flüge müssen innerhalb der letzten 3 Jahre vor dem Antrag ausgeführt sein;

ferner ausreichende Kenntnisse über:

b) die Grundbegriffe der Segelflugzeugkunde einschließlich der Beurteilung der Verkehrssicherheit des Segelflugzeuges;

c) das Verhalten während des Fluges, auch in besonderen Fallen;

d) die Luftströmungen und ihren Einfluß auf die Segelflugzeuge;

e) die Verkehrsvorschriften (§§ 69 bis 99) der Verordnung über Luftverkehr, soweit sie das Segelflugzeug betreffen.

§ 4. Betr. Freiballonführer.

§ 5. Für die ärztliche Untersuchung gilt § 7 der Anlage 4 zur Verordnung über Luftverkehr, jedoch ist Farbenuntüchtigkeit kein Hindernisgrund für die Erteilung der Erlaubnis.

Die Landesbehörde kann bei Nichterfüllung einzelner Bedingungen im Benehmen mit dem Arzt und dem Sachverständigen Ausnahmen zulassen, wenn die sichere Führung von Segelflugzeugen oder Freiballonen hierdurch nicht beeinträchtigt erscheint.

§ 6. Betr. Muster der Führerscheine.

§ 7. Der Führer eines Segelflugzeuges oder eines Freiballons hat in Abständen von 3 Jahren, vom Tage der Erteilung der Erlaubnis angerechnet, der Landesbehörde nachzuweisen, daß er in der Zwischenzeit Segelflugzeuge oder Freiballone geführt hat.

§ 8. Führer von Freiballonen und Segelflugzeugen, die vor dem Inkrafttreten dieser Verordnung von einer Luftfahrtvereinigung zugelassen wurden, haben bei der Landesbehörde bis zum 31. März 1931 die Erlaubnis nach dieser Verordnung zu beantragen. Andernfalls erlischt die Erlaubnis an diesem Tage.

Führer von Segelflugzeugen haben hierbei nachzuweisen, daß die Anforderungen gemäß § 3 Buchstabe a innerhalb der letzten 3 Jahre erfüllt wurden. Führern von Freiballonen wird die Erlaubnis auf Grund des bisherigen Führerscheins erteilt, ohne daß es weiterer Nachweise bedarf.

B. Erlaubnis zur gewerbsmäßigen Ausbildung von Segelflugzeugführern.

§ 9. Für die Erteilung der Erlaubnis zur gewerbsmäßigen Ausbildung von Segelflugzeugführern gelten die §§ 27 bis 32 der Verordnung über Luftverkehr entsprechend. An die Stelle der Anlage 5 zur Verordnung über Luftverkehr treten die nachfolgenden Vorschriften.

§ 10. Die Einrichtungen und Lehrmittel von Segelfliegerschulen, die gewerbsmäßig ausbilden, müssen folgenden Anforderungen entsprechen:

1. Die Schule soll mindestens 3 Lehr- und Uebungssegelflugzeuge besitzen. Sollen mehr als 20 Schüler gleichzeitig ausgebildet werden, so soll eine entsprechend größere Zahl solcher Segelflugzeuge zur Verfügung stehen.

Die Segelflugzeuge müssen betriebssicher und für den Unterricht besonders geeignet sein, veraltete Bauarten dürfen nicht verwendet werden. Die Schule muß beschädigte Segelflugzeuge schnell instand setzen und zerstörte bald ersetzen können, damit eine fortlaufende Ausbildung gewährleistet ist.

2. Für je 20 Schüler soll ein Lehrer vorhanden sein.

3. Die Schüler müssen die einzelnen Teile eines Segelflugzeuges und die zur Instandhaltung erforderlichen Arbeiten kennenlernen können.

Für den theoretischen Unterricht müssen die notwendigen Lehrräume, Lehrmittel und Lehrbücher vorhanden sein.

4. Die Benutzung eines geeigneten Uebungsgeländes muß gewährleistet sein. Die geringen Erfahrungen der Flugschüler müssen bei der Auswahl berücksichtigt werden.

5. Für sofortige Unfallhilfe müssen die erforderlichen Maßnahmen sichergestellt sein.

6. Die wirtschaftliche Leistungsfähigkeit des Unternehmers soll so groß sein, daß er seinen Verpflichtungen gegenüber den Schülern jederzeit nachkommen kann.

§ 11. Der Ausbildungsleiter und die Fluglehrer einer Segelfliegerschule müssen ausreichende Erfahrung in der Führung von Segelflugzeugen besitzen und ihre Befähigung durch ein Gutachten des Sachverständigen nachweisen: sie sollen tunlichst im Besitze der behördlichen Erlaubnis zur Führung von Segelflugzeugen sein. \ 1 1 1 !

Für den theoretischen Unterricht müssen die entsprechenden Lehrkräfte verpflichtet sein, wenn Ausbildungsleiter und Fluglehrer diesen Unterricht nicht selbst erteilen können.

Ein Wechsel des Ausbildungsleiters und der Fluglehrer ist der Landesbehörde anzuzeigen.

§ 12. Schüler dürfen erst aufgenommen werden, wenn sie durch ein ärztliches Zeugnis ihre Eignung entsprechend § 5 nachgewiesen haben.

Minderjährige Schüler haben die schriftliche Erlaubnis des gesetzlichen Vertreters nachzuweisen.

Berlin, den 20. Oktober 1930.

Der "Reichsverkehrsminister von Guerard. Erich Regen hat sich einen Stamer-Lippisch-St^blrohrzögling mit einer Führersitzverkleidung von Snerrholz, ausgeführt nach der Zeichnung in Heft 25, 1929, des „Flugsport", gebaut. Regen hat die Maschine mit seiner Frau an 100 Sonnabendnachmittagen und Sonntagen ganz allein gebaut. Der „Zögling" macht, wie nebenstehende Abbildung erkennen läßt, einen sehr guten Eindruck. Zur Nachahmung zu empfehlen.

Von Erich Regen gebauter Zögling, Führersitzverkleidung nach Flugsport Nr. 25,

1929.

Die Rhön-Rossitten-Gesellschaft, Frankfurt a. M., ist von der Schubertstr. 10 nach der Mainzer Landstr. 42 verzogen. Die seitherige Telefonnummer Maingau 765,15 ist die gleiche geblieben.

Angerstein segelte im Harz am 10. 11. 1 Std. und 1 Min. bei einer Windstärke von 15—20 Sek./m. Das Flugzeug war ein gewöhnlicher „Prüfling" der rührigen Magdeburger Segelflug-Vereinigung „Lüwa", welche während ihres 134jährigen Bestehens 19 Mitglieder durch die A-Prüfung, 5 durch die B-Prüfung und 4 durch die C-Prüfung gebracht hat. Der Start von Angerstein, einem Vorkriegsflieger, erfolgte auf dem Seeberg bei Braunschweigisch-Börnecke.

Der Flugplatz der Hannoverschen Waggonfabrik mit den dazugehörigen Flugzeughallen ist von der Stadt Hannover erworben worden, um diese als Nutz- und Zuchtviehhof zu verwenden.

Ausland.

Ein italienischer Geschwaderflug nach Brasilien ist in Vorbereitung. Das Geschwader von 12 Flugzeugen, bestehend aus 4 Staffeln, soll am 15. Dezember in Orbetello unter Befehl des italienischen Luftfahrtministers Balbo starten. Die Flugzeuge, Bombenapparate „Savoia 55" mit 4 Motoren, haben bereits im vorigen Jahre im Schwarzen Meer erfolgreiche Streckenflüge ausgeführt. Der Flug führt über Kartagena in Spanien, entlang der afrikanischen Westküste nach Bolama in Portugiesisch-Guinea, nach Ueberquerung des Ozeans nach Port Natal in Brasilien und Rio de Janeiro.

K. N. I. L. M. In der ordentl. General-Versammlung der Koninklijke Neder-landsch-Indische Luchtvaart Maatschappij wurden benannt als Aufsichtsräte anstatt der ausscheidenden Herren F. P. J. Vester und E. A. Pan, die Herren Dr. C. J. K. van Aalst, der zu gleicher Zeit angewiesen wurde als Aufsichtsrats-Vorsitz, und Ir. A. Fokker. Die nach Turnus ausscheidenden H. Costerus, F. H. Fentener van Vlissingen und P. van Leeuwen Boomkamp wurden wiedergewählt. Herbert Cremer wurde Vize-Präsident des Aufsichtsrates. Verwaltungsrat wurde A. A, Pauw und J. M. Telders gewählt. Jhr. H. K. B. Rendorp wurde zum Direktor ernannt und wird nunmehr mit A. Plesman die Geschäftsleitung führen. E. Enthoven wurde zum Vorsitz, und A. A. Pauw zum Vize-Vorsitzenden des Verwaltungsrates gewählt.

Europarundflug der Junkers G 38. (Fortsetzung unseres Berichtes in Nr. 23, S. 411.)

Die Junkers G 38 startete am 10.11. um 10.10 Uhr in Madrid und landete nach 2% Std. Flug in Lissabon.

Am 11. IL, 6.35 Uhr, erfolgte von Lissabon aus der Weiterflug. Infolge Sturmes, starken Nebels und teilweise vollkommen geschlossener Wolkendecke mußte in Vitoria eine Zwischenlandung vorgenommen werden. Die G 38 traf dann am 13.11., 13 Uhr, auf dem Flugplatz von Bordeaux ein.

Am 14.11. erfolgte der Weiterflug nach Paris, wo sie um 14 Uhr auf dem Flugplatz Le Bourget landete.

Am 17.11. machte die G 38, von Paris kommend, infolge eines von Essen gemeldeten Schneesturmes, in Köln eine Zwischenlandung.

Am 18. erfolgte der Weiterflug nach Dessau, wo die Maschine um 14 Uhr auf dem Fabrikflugplatz landete.

Prof. Junkers sprach dem Chefpiloten Zimmermann und Flugkapitän Bauer herzliche Worte der Anerkennung aus.

Berichtigung.

In der Nutzlastangabe über den Do. X in Nr. 23, Seite 391, ist statt der Angabe „3,5 t" „? t" zu setzen. Die Zahl 3,5 ist versehentlich hineingeraten.

Richtig starten! Für das gute Gelingen eines Fluges ist der richtige Start ausschlaggebend. In der Regel sind es Anfänger, die ihr mit vieler Mühe gebautes Modell durch falsches Starten aufs Spiel setzen. Oft sieht man, wie das Modell

einfach steil nach oben geworfen wird, verliert, abschmiert und Bruch macht, werfen" läuft die Luftschraube leer ab und zieht erst dann wieder, wenn es zu spät ist. Die erhoffte, größere Flugleistung bleibt aus, dafür wird in der Regel die Luftschraube zerstört. Hat sich der junge Modellsportler womöglich ein Flugmodell gekauft, dann wird er bestimmt die Schuld an dem Unglück dem „schlechten Apparat" zuschieben. Zweckmäßig ist es, sein Flugmodell erst eingehend durch Starten vom Boden einzufliegen. Nach einigen Versuchen ist die erforderliche Fluggeschwindigkeit festgestellt. Jetzt erst gehe man zum Handstart, der natürlich größere Flugstrecken ergibt, über. Bedingung ist: waagrecht starten. (Siehe Abbild.)

Bei stärkerem Wind ist noch darauf zu achten, daß die durch die Drehwirkung der Luftschraube heruntergedrückte Flächenhälfte vom Wind zuerst getroffen wird. Auf alle Fälle ist Anfängern zu raten, ihr Modell vor Teilnahme an Wettbewerben recht oft zu starten, möglichst auch noch bei verschiedener Windstärke.

C. Möbius.

Daß selbst der beste Apparat dann Fahrt ist selbstverständlich. Beim „in die Luft

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