Luftfahrt (Chronik und Geschichte) - Zeitschrift Flugsport Heft 22/1931

GEGRÜNDET 1908 u. HERAUSGEGEBEN \VON OSfflR, URSINUS * CIVIL-ING.

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Illustrierte technische Zeitschrift und Anzeiger

für das gesamte Flugwesen

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Nr. 22

28. Oktober I<>31

XXIII. Jahrring

Die nächste Nummer des „Flugsport" erscheint am IL Nov. 1931

Stillstand — oder?

Die Absatzmöglichkeiten von Flugzeugen haben sich in allen Ländern bedeutend verschlechtert. Trotzdem machen die Firmen verschiedener Länder die größten Anstrengungen, nachdem deutsche Firmen anscheinend ihre Anstrengungen aufgegeben haben, sich auf dem internationalen Markt durchzusetzen. Außer ein, zwei Firmen in Deutschland regt sich nichts. Es ist alles still.

Während die internationalen Fachzeitschriften von den Konstrukteurverbänden anderer Länder mit Zuschriften bombardiert werden, herrscht in Deutschland Stille. Oder will man den Weltmarkt kampflos dem Ausland überlassen? Warum geschieht hier nichts? Oder wartet man, bis die Futterkrippe wieder gefüllt wird? Auch von Konstruktionsarbeit für den kommenden Europaflug ist wenig zu verspüren.

Supermarine-Renneindecker S. 6« B.

(Fortsetzung aus Nr. 21, Seite 357.) Die konstruktiven Einzelheiten über den Vickers Rolls-Royce S. 6. B. sind erst nach Beendigung des WeltgeSchwindigkeits-Rekordes bekanntgegeben worden.

Der Motor, welcher bei dem letzten Rennen über 2600 PS leistete, stellte an die Kühlung, Betriebsstoffzuführung und Oelkühlung außerordentlich hohe Ansprüche. G sTa^forth

Die bisherigen Flügelwasserkühler reichten nicht 5 a F*6 s^km/h aus, um das Kühlwasser auf der erforderlichen Mindesttemperatur zu halten. Es wurden daher die Oberseiten der Schwimmer als Wasserkühler ausgeführt. Weiter wurde ein besonderer Dampfabscheider, vgl. das umstehende Kühlschema, vorgesehen.

Der Betriebsstoff ist in den Schwimmern untergebracht und wird durch Pumpen in einen Betriebsstoffsammelbehälter 11 gepumpt. Der Betriebsstoffvorrat in dem Behälter 11 reguliert sich selbsttätig. Der rechte Schwimmer muß, um das Reaktionsmoment des Motors auszugleichen, 250 kg Betriebsstoff mehr enthalten als der linke, da der Start sonst unmöglich ist. Die Betriebsstoffentnahme aus den beiden Schwimmern mußte daher immer im gleichen Verhältnis erfolgen. Diese Forderung wurde durch ein speziell ausgewähltes Rücklaufsystem erfüllt.

Wasserkühlung:

1 Motor, 2 Wasserpumpe, 3 Dampfabscheider, 4 Nachfüllstutzen, 5 Entlüfter, 6 Thermometer, 7 Flügelkühler, 8 Schwimmerkühler.

Betriebsstoff Zuführung: 1 Motor, 9 Betriebsstoffpumpe, 10 zum Vergaser, 11 Falltank, 12 Filter, 13 Filterverschluß, 14 Druckablaßventil, 15 Schwimmerventil, 16 Luftauslaß, 17 Manometer, 18 feuersichere Schotte, 19 Filter, 20 Rücklauf, 21 Saugrückschlagventil.

Oelführung:

1 Motor, 22 Oelpumpe, 23 rechter Seitenkühler, 24 linker Seitenkühler, 25 Oelbehälter, 26 Oeleintritt, 27 Filter, 28 Bodenkühler, 29 Thermometer, 30 Manometer. 31 Einfüllstutzen, 32 Schauloch, 33 Oelstand mit 73 1, 34 Normalöl-stand mit 55 1.

Supermarine Renneindecker Vickers Rolls-Royce S. 6. B.

Das Oelsystem ist ganz im Rumpf untergebracht. Das Oel geht zunächst durch die beiden Seitenkühler, von da durch ein Filter nach dem Rücklaufkühler, vgl. das nebenstehende Oelkühlungsschema. Die Schwierigkeit der Wärmeableitung lag weniger in der Oelleitung vom Kühler zur Luft, als vom Oel zur Kühloberfläche. Die Temperaturdifferenz zwischen Oeleinlaß und -auslaß betrug 60° C.

Die Schwimmerformen wurden in den Laboratorien von St. Alban und dem National Physical Laboratory nach langwierigen Untersuchungen nach günstigsten aerodynamischen und hydrodynamischen Erfordernissen ausgewählt. Es gelang, bei gleichbleibendem Volumen den Luftwiderstand zu verringern und die Starteigenschaften zu erhöhen.

Die neueren Fairey-Metallschrauben von 2,57 m Durchmesser gaben schlechte Starteigenschaften. Man griff daher zu den alten Schrauben vom Jahre 1929 von 2,87 m Durchmesser zurück.

Amerik. Rennflugzeug Ge-Be-Super-Spcrtster,

Dieses von der Qranville Bros. Aircraft, Inc, Springfield, Ma$s.y gebaute Rennflugzeug erreichte bei dem Rennen um die Thompson Trophy 380 km Geschwindigkeit.

Zum Betriebe dient ein Pratt & Whitney-Wasp-Motor, welcher bei 2400 Umdrehungen 535 PS entwickelt. Der runde Rumpf ist aus Stahlrohr. Den Hauptraum nimmt hierbei der Betriebsstoffbehälter in, Anspruch. Dadurch ist der Führersitz ziemlich weit nach hinten gerückt, so daß der Kopf-Luftabfluß in das Seitenleitwerk übergeht, r

Die Flügel sind von der Rumpfoberseite über je eine Fahrgestellhälfte nach der Unterseite des Rumpfes verspannt. Die Radbremsen werden automatisch bei Ausschlag des Knüppels ganz nach hinten betätigt. Die Stromlinien-Blechverkleidung ist an der gegabelten Fahrgestellstrebe so angebracht, daß sie die Bewegung des Rades immer mitmacht. Das Rad wird demnach in der Luft nicht mehr als nötig hervorragen.

Der Flügel, in Holzkonstruktion, besteht aus zwei gewöhnlichen Holmen mit Distanzstreben gegeneinander verspannt. Rippenabstand 130 mm. Flügelprofil M-6. Quer-, Höhen- und Seitenruder sind aus Stahlrohr. Seitenruder größte Tiefe 470 mm, Höhenruder größte Tiefe 425 mm.

Die haubenartige Cellonverkleidung für den Führer ist nach vorn aufklappbar. Spannweite 7 m, Gesamtlänge 4,5 m, größte Flügeltiefe 1,25 m, Flügelinhalt 6,8 m2, Anstellwinkel 3 Grad, V-Stellung 4,5 Grad, Leergewicht 630 kg, Gewicht voll belastet 1040 kg, Betriebsstoff 460 1, Oel 50 1. Höchstgeschwindigkeit 430 km, Reisegeschwindigkeit 370 km, Landegeschwindigkeit 128 km, Flugweite 1600 km.

Amerik. Metallflugzeug Crawford,

Mr. Crawford, von der Crawford AU-Metal Airplane Co., Los Angeles, hat für die mexikanische Armee ein Metallflugzeug gebaut, welches demnächst nach Mexiko übergeführt werden und Dauerflüge dort ausführen soll.

Dieser Hochdecker mit freitragendem Flügel und Aluminium-Wellblechbekleidung besitzt eine geräumige leicht zugängliche Kabine. Interessant ist die Ausführung des Fahrwerkes, welches in Form eines Flügelstumpfes zu beiden Seiten aus der Rumpfunterseite herauswächst.

Amerik. Metall-Flugzeug Crawford

Zum Betriebe dient ein VerRaser-Sternmotor, der später durch einen Packard-Diesel ersetzt wird. Leergewicht 640 kg, belastet mit zwei Führern, vier Fluggästen und Betriebsstoff 1080 kg. Spannweite 11,8 m. Betriebsstoff und Oel 550 1.

Engl. Monospar-Kabinen-Tiefdecker.

Man beachte in der oberen Abbild, den unter dem Rumpfboden liegenden, den kräfteübertragenden torsionsfesten Gitterträger. Schottenversteifungen im Rumpfraum fallen weg.

Monosparkabinentiefdecker.

Nachdem die Monospar-Company, London, für einen Fokker FVIIa einen Monosparganzmetallflügel mit Stoffbespannung geliefert hatte, der bei 19,45 m Spannweite und 58 m2 Flächeninhalt nur 372 kg wog und hiermit 240 kg oder 39,2 % leichter war als der ursprüngliche Fokkerholz-flügel; begann sie mit dem Bau ihres Monosparver-suchstiefdeckers. Die Maschine ist als dreisitziger Kabineneindecker mit seinen beiden 40/30-PS-Salm-son-Motoren nicht schwerer als normale offene, einmotorige Sportflugzeuge derselben Leistung. Sie wiegt leer 460 kg. Der freitragende einholmige Mo-nosparflügel ist dreiteilig und ebenso wie der Rumpf Metallkonstruktion. Man beachte, daß der untere Pumpfträger ähnlich wie der Flügelholm verspannt ist und alle auftretenden Kräfte und Beanspruchungen aufnimmt, so daß der übrige Rumpf sehr leicht gebaut werden konnte. Bei einer Landegeschwindigkeit von etwa 63 km/h erreicht die Maschine maximal 175 km/h und fliegt nur mit einem Motor bei 117 km/h horizontal oder steigt noch langsam. Durch leichtes Hängenlassen nach der Seite des noch laufenden Motors kann die Maschine trotz des kurzen Rumpfes mit normalem Seitenruder geradeaus geflogen werden. Mit 170 kg Zuladung wurden mit einem Motor 920, mit beiden Motoren 5500 m Gipfelhöhe erflogen. Normale Zuladung 260 kg. Fluggewicht 720 kg, Leistungsbelastung 7,2 kg/PS,

Flächenbelastung 42 5 kg/m2. Steigt auf 1000 m in 4,1 Min.

PATENTSAMMLUNG

1931

des S^J^^

Band IV

No. 17

Inhalt: Die deutschen Patentschriften: 525387; 530784; 532385, 92*; 5'3650; 535240, 414, 415.

Flugdrachen (Drachenflugzeuge, mit Tragflächen und Kraftantrieb (Gruppe 3—24). U *z Pat. 535240 v. 2. 8. 29, veröff. 8. 10.

^ 31. Bayerische Flugzeugwerke A.-G. und Difl.-Ing. Herbert Hübner, Augsburg. Hohlkörper für Liififulu-zeiuje

Patentanspruch: Hohlkörper für Luftfahrzeuge, wie Flugzeugrümpf e, Schwimmer, Gondeln u. dgl., der aus ebenen oder gewölbten Wänden besteht, die durch nach außen gerichtete Flanschen miteinander verbunden sind, da-

anderen elastischen Tragelementen verbunden sind. Durch diese Anordnung wird aber der erstrebte Zweck auch noch nicht ganz erreicht; denn bei plötzlichen

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durch gekennzeichnet, daß die den Hauptf estig-keits-verband bildenden Versteifungen (c), wie Ho'.me, Spanten, Diagonalen u. dgl., auf der Außenseite der Wände (a) befestigt sind und durch eine leichte, nicht tragende Haut (g) verkleidet werden, während die Innenseite der Wände glatt ist oder -durch leichte Profile (d) örtlich versteift sein kann.

U A Pat. 525387 v. 30. 6. 27, veröff. 6. 10. u Y 31 - Dr.-Ing. Jacob Emil Noeggsrath, Berlin. Fhi(j*eii(j mit um Läiu/sachsen beweglichen, elastisch anfr/eh t/7? i/ten Tru()fliit,eln.

Bekanntermaßen sind Luftfahrzeuge, insbesondere Flugzeuge, durch die wechselnde Windibewegung plötzlichen Beanspruchungen ausgesetzt. Beispielsweise fällt ein Flugzeug in sogenannte Luftlöcher, die durch Verminderung der relativen Windgeschwindigkeit erzeugt werden können, oder es wird durch Böen einseitig gehoben, so daß eine kippende Bewegung eintritt. Abgesehen von den für die Fahrgäste empfindlichen Störungen (Luftkrankheit) entstehen hierbei starke Beanspruchungen des Materials. Diese Beanspruchungen sind besonders häufig bei dem sogenannten Abfangen, bei plötzlichen Landungen, wenn die Flügel mit etwa auf ihnen montierten Motoren oder anderen schweren Teilen in ihrer Abwärtsbewegung durch hartes Landen plötzlich gehemmt werden. Es entstehen dabei in den Tragflügeln der Flugzeuge Schwingungsbeanspruchungen, die zu Brüchen führen können und jedenfalls besonders starke Konstruktionen von großem Gewicht erfordern.

Zur Vermeidung dieses Nachteiles sind bereits Flugzeuge bekannt geworden, bei denen die Tragflügel beweglich, insbesondere schwingend, beispielsweise elastisch schwingend, angeordnet und mit einem oder mehreren Zug-, Druck-, Biegungselementen oder

Diuckschwankungen treten sehr starke Schwingungen der Tragflügel auf, die sogar zu empfindlichen Stößen ausarten können, so daß die Tragflügel auch hierbei noch großen Beanspruchungen ausgesetzt sind.

Die Erfindung betrifft nun ein Luftfahrzeug mit beweglichen Tragflügeln, bei dem große Materialbeanspruchungen infolge Druckschwankungen gänzlich vermieden sind.

Patentansprüche:

1. Flugzeug mit um Längsachsen beweglichen, elastisch aufgehängten Tragflügeln, dadurch gekennzeichnet, daß die Bewegung der Tragflügel gedämpft ist.

2. Flugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die die Dämpfung der Bewegung bewirkenden Teile mit den in die Tragflügelstreben (4, 23, 24) eingeschalteten elastischen Tragelementen (5, 25, 26) vereinigt sind.

3. Flugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die die Dämpfung der Bewegung bewirkenden Teile von den elastischen Tragelementen getrennt sind.

4. Flugzeug nach Anspruch 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Grad der Dämpfung regelbar ist.

5. Flugzeug nach Anspruch 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Regelung der Dämpfung selbsttätig durch die Stellung der Tragflügel erfolgt.

6. Flugzeug nach Anspruch 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Tragflügel (2, 3) mit dem Höhenruder (12) derart verbunden sind, daß die Bewegung der Tragflügel das Höhenruder beeinflußt, wobei sich die Dämpfung der Bewegung der Tragflügel auch auf die Bewegung des Höhenruders auswirkt.

7. Flugzeug nach Anspruch 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß die elastischen Tragelemente mit zwei durch enge Oeffnungen (53, 54, 58) miteinander

in Verbindung stehenden Flüssigkeitskammern (56, 59) verbunden sind und bei ihrer Bewegung die Flüssigkeit aus der einen Kammer in die andere drücken.

8. Flugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß an den Hülsen (49) der elastischen Tragelemente die Bewegung der Streben (4, 23, 24) dämpferde Bremsbacken (64) vorgesehen sind.

9. Flugzeug nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß die Bremsbacken aus in der Bewegungsrichtung der Hülse (49) drehbar gelagerten Nocken (64) bestehen, die durch Federn (65, 66) in ihrer Mittellage gehalten werden.

U Y jj Pat. 535414 v. 23. 2. 30, veröff. 9. kJ I ig. 31. The Cierva Autegiro Company Ltd., London. Fingseng mit frei i mlan-fenden, vom Fahrtwind angetriebenen ImyfIngeln und unter diesen fest angeordneten Hilfs-tragfliigeht.

Patentansprüche: 1. Flugzeug mit frei umlaufenden, vom Fahrtwind angetriebenen Tragflügeln und unter diesen fest an-

keligen, mit seiner Basis dem Motor zugekehrten Dreieckes bilden.

3. Motoranordnung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß das vom Motor angewendete, kegelmantelförmig sich verjüngende Ende der Gondel in erheblicher Entfernung vom Gerüstanschluß in die Flügehmterfläche übergeht.

4. Motoranordnung nach Anspruch 1 oder folgende, gekennzeichnet durch die Anordnung von Entlüftungsdüsen, welche sich von der stromlinienförmigen Gondelwand nach dem Gondelinnern erstrecken.

5. Motoranordnung nach Anspruch 1 oder folgende, dadurch gekennzeichnet, daß bei einem Flügel, der in an sich bekannter Weise aus einem aus Längsträgern und diese in regelmäßigen Abständen verbindenden Querwänden aufgebauten mittleren Hohlkasten und abnehmbaren, in Flügelspannrichtung entsprechend der Querwandanordnung unterteilten Vorder- und Hinterkasten besteht, Querwandentfernung und Breite der Motorgondel derart angepaßt sind, daß sich die Gondel an einem durch die Querwandanordnung bestimmten Flügelstück befindet.

geordneten Hilfstragflügeln, dadurch gekennzeichnet, dal? die Enden (45) der festen Hilfstragflügel (44) im Winkel nach oben abgebogen sind.

2. Flugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekenn-zeichent, daß die festen Hilfstragflügel (44) V-Form besitzen.

iLfOPat. 533650 v. 24. 4. 26, veröff. 17 ° lu9. 31. N. Y. Algemeene Octrooi Ex-ploitatie Maatschappij, Rotterdam. J/clor anordniing an Fliig-eagfliigeln, bei uelcher (in unmittelbar an der Fliigeliinierseite angeordnetes Traggcräst die Motoranlage ai/Jnimmt. Patentansprüche:

1. Motoranordnung an Flugzeugflügeln, bei welcher ein unmittelbar an der Flügelunterseite angeordnetes Traggerüst die Motoranlage aufnimmt, nach Patent 522153, dadurch gekennzeichnet, daß durch eine erhebliche Tieflage des den Unterbau des Motors bildenden Teiles des Traggerüstes ein Punktanschluß des letzteren lediglich an der Flügelunterseite ermöglicht wird.

2. Motoranordnung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch die Aufhängung des Traggerüstes in nur drei Punkten, welche die Ecken eines gleichschen-

6. Motoranordnung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Motorgondel mit seitlichen, in der Ebene der Flügelkantenflächen liegenden, die Gondelbreite bis zur Länge eines FLügelkantenstückes ergänzenden Ansätzen versehen ist.

Schraubenflugzeuge. Schraubenflieger, AufEinrichtungen zum Abvvurf (Gr. 16—20).

jk (IQ Pat. 530784 v. 4. 6. 27, veröff. 3. 8. °^U31. Maitland Barkelew Bleecker, Hempstead, Long Island, V. St. A. Hubschrauber mit am radiale Achsen frei sci/irenk-baren Haufitlrayfliigeln.

Aus der umfangreichen Begründung der Erfindung sei folgendes auszugsweise wiedergegeben:

Die Flügel W drehen sich in einer waagerechten Ebene. Der Rumpf B, der diese Flügel trägt, besitzt Stromlinienform und trägt vorn und hinten die Landungsräder 10 und 11, kann auch mit Schwimmkörpern versehen sein. 12 ist die Kabine und 14 der Sitz des Führers. Am hinteren Ende sind senkrechte Stabiii-

sierungsflossen 15 angeordnet und zwischen Ausläufern 16 senkrechte Ruder 17 an einer senkrechten Achse.

Von einer drehbaren hohlen Nabe 20 gehen radial verlaufende Rohre 21 aus, die die Flügel W tragen. Die Nabe 20 ist oiben und unten in Kugellagern 23 und 26 gelagert.

Jeder der vier Flügel W besteht aus einer Hauptfläche 26, die drehbar an einem der Radialarme 21 sitzt. Diese Arme ragen nicht über die Enden der Flügel hinaus, wie die punktierten Linien in Fig. 1 erkennen lassen. Die drehbare Anordnung der Flügel auf den Rohren 21 dient dem Zwecke der Aenderung des Ausstellwinkels und damit der Aenderung des Auftriebes.

Versteifungsstreben 28 verlaufen von der Säule 20 nach den Enden der Arme 21, wo für sie besondere Einschnitte in der Flügelhaut vorgesehen sind.

Die Säule 20 wird durch den Motor M nicht direkt angetrieben, sondern indirekt vermittels auf den Armen 21 sitzenden Zugpropeller, um Drehmomente zu vermeiden. Bei dem vorliegenden Ausführungsbeispiel sind zwei solcher Zugpropeller P vor den Leitkanten 27 zweier gegenüberliegender Flügel angeordnet.

Diese Propeller P sitzen an den äußeren Enden der Rohrstreben 21 mit ihren Lagergehäusen 30 und Lagern 31. 32 ist die Propellerwelle. Die Propeller P sind vor den Eintrittskanten 27 der Flügel angeordnet. Damit die Flügel sich auf den Rohrstreben 21 drehen können, sind in den Kanten der Flügel Schlitze 33 vorgesehen, durch die die Propellerwellen 32 hindurchgehen.

Die Propeller P werden durch eine senkrechte Welle 34 von der Maschine M angetrieben, und zwar unter Vermittlung der Kegelräder 37, 38. Letztere sitzen auf den waagerechten Wellen 39, die in Lagern 40 laufen und die Propellerwellen vermittels der Kegelräder 41 antreiben.

Eine volle Stabilität wird erfindungsgemäß durch selbsttätig wirkende Hilfsflügel S erzieit, durch die der Anstellwinkel der Hauptflügel 26 und der dadurch entwickelte Auftrieb geregelt wird.

Die Richtungssteuerung des Flugzeuges wird durch Betätigung der Hilfsflügel S ohne Beeinflussung ihrer selbsttätigen Wirkungen erzielt, die während dieser Richtsteuerung bestehen bleiben.

Zur Erzielung des Fluges gerade aufwärts wird die Steuerstange 67 in ihre Neutralstellung gebracht, d. h. senkrecht gestellt, so daß die Ringe 52 und 55 waagrecht eingestellt werden. Hierdurch werden die Hilfsflächen S gegnüber den Hauptflächen 26 in normaler Flugbeziehung gehalten. Beim Anheben der Welle 50 durch den Steuerhebel 76 werden der Ring

52 und die Stange 65 angehoben, wodurch die Flügel 26 durch die Hilfsflügel S den gewünschten Maximalangriffswinkel erhalten, um den erforderlichen Auftrieb zu erzeugen. Nachdem die Steuerung so eingestellt ist, wird durch Antrieb der Propeller P vermittels des Motors M eine Drehung der Hauptflächen 26 mit Sause 20 um die senkrechte Achse veranlaßt, wodurch die Hilfsflächen S die Hauptflügel 26 um die Arme 21 verdrehen und ein maximaler Hubwinkel erzielt wird. Die Drehung der Säule 20 mit den Armen 21 und 47 verursacht eine Drehung des Ringes 52 um den Kopf 51 zwischen Ring 55 und Kopf, der fest stehen bleibt, so daß dadurch die Betätigung der Hauptflügel 26 und der Hil'fsflügel S nicht beeinträchtigt wird. Bei der senkrechten Fortbewegung ändern die Hilfsflügel S selbsttätig die Einfallwinkel der Hauptflügel 26 entsprechend den sich ändernden Windströmungsbedingungen.

Bei der waagerechten Bewegung des Flugzeuges wird die Seitensteuerung durch seitliches Bewegen der Steuerstange 67 bewirkt, die durch Vermittlung der Teile 56 und 59 die Ringe 55 und 52 so verstellt, daß dit? Stangen 65 abwärts gezogen werden und den Einfallwinkel und den Auftrieb der Flügel 26 vermindern in dem Maße, wie sie nacheinander durch den entsprechenden Quadranten ihrer Drehebene hindurchtreten, Auf diese Weise wird momentan ein Drehmoment in jeder gewünschten Richtung geschaffen und bei dessen Aufrechterhaltung eine Komponente des Auftriebes erzeugt, die in derselben Richtung wirkt, wodurch die Vorwärtsbewegung in dieser Richtung erhalten wird.

Patentansprüche:

1. Hubschrauber mit um radiale Achsen frei schwenkbaren Haupttragflügeln, äderen Anstellung von durch die jeweilige Strömung beeinflußten Hilfsflügein geregelt wird, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen dem Hilfsflügel und seinem Haupttragflügel eine derartige von einem an der Tragflächenverschwenkung nicht teilnehmnden Gelenkpunkt aus beeinflußte Verbindung vorhanden ist, daß die bei auftretender Auftriebszunahme (oder Abnahme) erfolgende Verschwen-kung der Flügeleinheit am Hilfsflügel eine Zunahme (oder Abnahme), am Haupttragflügel eine Abnahme (oder Zunahme) des Anstellwinkels bewirkt in dem Maße, daß der Gesamtauftrieb einer Flügeleinheit auf einem Umlauf annähernd gleichbleibt.

2. Hubschrauber nach Anspruch 1, gekennzeichnet dutch die zusätzliche Anordnung einer von Hand zu bedienenden Steuerung, durch die sich nach Belieben die Angriffswinkel unabhängig von der selbsttätigen Einwirkung der Luftströmung und gleichzeitig damit ändern lassen.

IkOgPat. 535415 v. 13. 4. 27, veröff. 10. OXU 3^ Frederick Charles Kusse sen. und Frederick Charles Ku-se r., Chicago.

V. St. A. Hubschrauber mit Antrieb durch Zugpropeller.

Patentanspruch: Hubschrauber mit Antrieb durch Zugpropeller vor den Hubschraubenflügeln, dadurch gekennzeichnet, daß

5. Vorrichtung nach Anspruch 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß der Kurveneignriff nach beiden Bewegungsrichtungen des Hebels wirksam ist.

6. Vorrichtung nach Anspruch 1 bis 5, bestehend aus einem Zylinder (10) mit darin hin- und hergehendem Kolben (13) und einem aut einer zum Zylinder ruhenden Achse (16) drehbar gelagerten Hebel (15) mit Kurvenschlitz (17), in welchen ein Führungszapfen

ϖdie Zugpropeller in einer gegen die Drehrichtung hohlen Vorderkante der Hubschraubenflügel so gelagert sind, daß die Zugpropellerebene genau mit einer Radialebene durch die Hubpropellerachse zusammenfällt.

Flugzeugunterbau (Gr. 40—47). U AJ Pat. 532928 v. 2. 2. 30, veröff. 5. 9.

31. The India Rubber, Gutta Percha & Telegraph Works Company Limited, London. Vorrichtung zur Erzeugung von Flüssigkeitsdrnck.

Patentansprüche:

1. Vorrichtung zur Erzeugung von Flüssigkeitsdruck, insbesondere zur Betätigung von Flüssigkeitsbremsen, bestehend aus Zylinder und Kolben, gekennzeichnet durch einen Antriebshebel (15), welcher in einem der beiden Glieder angelenkt und mit dem anderen durch eine Kurvenführung (14, 17) verbunden ist.

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Geschwindigkeitsverhältnis zwischen der Bewegnug des Antriebshebels zur erzeugten Re-lativbewegung der beiden Glieder in dem Maße zunimmt, als der Hebel sich aus seiner normalen Ruhestellung entfernt.

3. Vorrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß eines der Glieder (z. B. der Zylinder (10) feststeht, und daß der Antriebshebel (15) um eine feste Achse (16) (z. B. an dem festen Zylinder) schwenkbar gelagert ist und eine Kurvenführung (17) für das bewegliche Glied (z. B. den Kolben 13, 14) aufweist.

4. Vorrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Antriebshebel an dem beweglichen Glied angelenkt ist und in Kurveneingriff mit einem feststehenden Teile steht.

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(14), eingreift, der mit dem Kolben in Verbindung steht.

7. Vorrichtung nach Anspruch 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß der Kurveneingriff nach beiden BeHebel ausgebildet ist.

8. Vorrichtung nach Anspruch 6, gekennzeichnet durch ein Paar L-förmiger Antriebshebel zu beiden Seiten des Zylinders, deren jeder an einem Ende auf einer feststehenden Achse (16) drehbar gelagert ist und eine Kurvenführung (17) nahe dem Winkelscheitel aufweise, während die freien Hebelenden (bei 18) zwecks gemeinsamer Betätigung vereinigt sind.

Sonstige Einrichtungen (Gruppe 24—32).

U ß | Pat. 532385 v. 25. 4. 28, veröff. 27. UZJ 1 8. 31. Widerstand Akt.-Ges. für Elektro-Wärme-Technik, Hannover. Einrichtung sur Beheizung von Jragfiächen von Flugzeugen zwecks Verhinderung von Eisbildung.

Man hat schon versucht, Heizröhren in den Tragflächen unterzubringen, durch die das erwärmte Motorkühlwasser oder die Auspuffgase des Motors strömen. Da sich jedoch infolge der dauernden Vibration des Apparates die Verbindungsstellen der aneinandergefügten Teile lockern und nach jedem Fluge nachgesehen werden müssen, so erfordert diese Heizeinrichtung eine ständige Ueberwachung, ganz davon abgesehen, daß die tote Last des Apparates durch das Röhrengewicht wesentlich erhöht wird.

Erfindungsgemäß wird die Verhinderung der Eisbildung durch elektrische Beheizung der Tragflächen des Flugzeuges erzielt.

Patentanspruch: Einrichtung zur Beheizung von Tragflächen von Flugzeugen zwecks Verhinderung der Eisbildung, dadurch gekennzeichnet, daß auf oder in den Tragflächen elektrisch zu beheizende Drähte gelagert sind.

Pat.->amml. Nr. 17 wurde im ..FLUGSPORT" XXIII., Heft 22, am 28. 10. 1931 veröffentlicht.

Armstrong-Wlthworth AW* XM. Kampfelnsitzer.

In Nummer 14 brachten wir anläßlich des Air-Displays in Hendon eine kurze Notiz über den neuen Schiffskampfeinsitzer A. W. XVI. Die Maschine ist jetzt mit vollkommener Ausrüstung für Tag- und Nachtkampf gebaut worden. Hierzu gehören außer zwei Vickers-M.-G., Kurzwellen-Sende- und Empfangsgerät mit fester Antenne, volle elektrische Ausrüstung für Positionslichter und Heizung, lange Auspuffrohre zur Schalldämpfung, Sauerstofflaschen für Höhenflüge, Feuerlöscher und anderes mehr. Wenn man beachtet, wie sorgfältig alle Streben und Verspannungen sowie Fahrgestell und Flügelanschlüsse verkleidet sind, glaubt man, daß der Hersteller behauptet, mit dieser Maschine den schnellsten Kampfeinsitzer der Welt mit luftgekühltem Motor gebaut zu haben. Leichteste Steuerung wurde durch statische Ausbalancierung der vier schmalen Querruder sowie des Leitwerks erreicht. Rumpf und Tragflügel sind in bekannter Bauweise aus Stahlblechen und Profilen ausgeführt und mit Stoff bespannt. Die Landegeschwindigkeit soll verhältnismäßig klein sein. Mit Fußpedalen einzeln betätigte Bremsen verkürzen den Auslauf. Mit dem Armstrong-Siddeley-Jaguar-Major 535-PS-Sternmotor mit Kompressor erreicht der Einsitzer folgende offizielle Leistungen: Geschwindigkeit in 3000 m Höhe 325 km/h, in 6100 m Höhe 312 km/h, in 7600 m Höhe 300 km/h, steigt auf .300 m in 6 Min., auf 6100 m in 14,25 Min. Gipfelhöhe 9450 m.

Wilford-Flugzeug mit Fahrtwind-Umlaufflügeln

Zwei deutsche Konstrukteure, Rieseler und Kreiser, bauten im Jahr 1926 in Deutschland ihr erstes Flugzeug mit Umlaufflügeln. Nach mehrfachen Versuchen mit elastischen Flügeln und Windtunnel-Untersuchungen gingen sie nach Amerika und entwickelten zwei weitere Typen, die von dem Pennsylvania Aircraft Syndicate auf Grund der Patente 444 166 und 471 695 (siehe Patentsammlung des „Flugsport" Band II, Seite 57, und Patentsammlung Band III, Seite 22) gebaut wurden.

Bei dem vorliegenden Flugzeug sitzen die gegenüberliegenden

Wilford-Flugzeug" mit Fahrtwind-Umlaufflügeln

Flügel auf einer drehbaren Achse, so daß bei einer Anstellwinkelverstellung beide Flügel zusammen verdreht werden. D. h. wenn ein Anstellwinkel vergrößert wird, so wird er auf der gegenüberliegenden Seite verkleinert. Der Druckpunkt des Profils liegt hinter der Flügelblattlagerung. Vgl. die Patentschrift 444 166.

Gemäß dieses Patentes wird demnach durch den drehbar gelagerten gemeinsamen Holm je zweier sich gegenüberliegender Flügel ein automatischer Auftriebsausgleich bei der Rotation dadurch erreicht, daß infolge des hinter den drehbar gelagerten Holmen angreifenden Auftriebsmittelpunktes die Tragflächen während der Rotation einer periodischen und automatischen Winkelveränderung unterliegen.

Die Erfindung gemäß Patent 471 695 bezweckt die Entfernung zwischen Auftriebsmittelpunkt und Holmdrehpunkt dadurch zu vergrößern, daß die Holme außerhalb ihrer Lagerung in der Drehebene entgegengesetzt zu ihrem Drehsinn gekrümmt sind. Dadurch kommt der Holmdrehpunkt vor die Vorderkante des Flügels zu liegen, wodurch die notwendige große Entfernung zwischen Holmdrehpunkt und Auftriebsmittelpunkt hergestellt ist.

Das dritte Modell, genannt nach dem Finanzier und Präsident der Gesellschaft, Wilford, zeigt nebenstehende Abbildung. Der Rotor besitzt vier Flügel, Profil R. A. F. 34, 50 mm dick und 530 mm größte Flügeltiefe. Pfeilform und Anstellwinkel können verändert werden. Der Rotor ist um die Umlaufachse genauestens ausgewuchtet, Verstellmöglichkeit 5 Grad.

Verkleideter Zögling Holzländer.

Arbeitsgemeinschaft für motorlosen Flug Gera-Hermsdorf-Stadtroda

(DMSV.)

Bei den von der Arbeitsgemeinschaft für motorlosen Flug Gera-Hermsdorf-Stadtroda durchgeführten Zöglingsbau zur Anfänger- und gleichzeitigen Fortgeschrittenenschulung wurde auf folgendes Hauptaugenmerk gelegt:

1. Schaffung einer Anfänger-Schulmaschine (Zögling), aber gleich-

Verkleideter Zögling Holzländer

zeitig durch anfügbare Rumpfverkleidung (Typ Zingo) Möglichkeit für Fortgeschrittenen-Schulung.

2. Wegfall des Spannturms und Anbringung von Streben. Vorteile: Leichte Montagearbeit, bessere Flugeigenschaften.

3. Einbau eines bequemen Sitzes (erhöhtes Sicherheitsgefühl für den Anfänger).

4. Kreisbogenförmige Ausschnitte am Seitensteuerhebel für Fußeinsatz, also Vermeidung der Gefahr des Ausrutschens bei starker Ausschlaggebung.

5. Anbringung des Steuerkabels am Seitensteuerhebel außen, also erhöhte gefühlsmäßige Sicherheit gegen Abrutschen des Fußes.

6. Geplant ist weiter Verkleidung des Führersitzes.

Bereits durch die erwähnten Veränderungen ist die Möglichkeit gegeben, auch in wenig günstigem Gelände leicht A- und B-Prüfungen abzulegen.

Vergleiche von Luftströmungen in Düsen und an Flügeln.

Hilton Lusk versucht Analogien zwischen der Luftströmung von Düsen und Tragflügeln aufzustellen. Abb. 1 zeigt den Strömungsvorgang in einer Düse. In dem engen Teil der Düse wird der Luftstrom beschleunigt. Durch diese Beschleunigung entsteht eine Druckvermin— derung im Luftstrom, die bekanntlich am Orte größter Beschleunigung am tiefsten ist. Durch Gegenüberstellung der Abb. 2 zeigt Prof. Lusk, daß ein ganz ähnlicher Vorgang am Tragflügel angenommen werden kann. Die Düse ist hierbei nicht rund, sondern langgestreckt dargestellt. Die zweite Düsenwand, die beim Flugzeug natürlich fehlt, ist in der Abb. gestrichelt angegeben. Abb. 3 zeigt, daß bei Verändern des Anstellwinkels die Analogie mit der Düsenwirkung fortbesteht, da die Neigung des gestrichelten Tragflügels mitverändert wird.

Hilton Lusk will auf dieser Uebereinstimmung eine neue Theorie begründen, die er Philosophie der Tragwirkung betitelt*). Er führt

Abb. 1 Abb. 2 Abb. 3

neue Bezeichnungen ein, nennt die Saugwirkung an der Flügelrückseite eine sekundäre Erscheinung und sagt, daß nur die Druckwirkung an der Druckseite des Flügels als eigentliche Tragwirkung in Frage käme. Die Druckwirkung belegt er mit dem Ausdruck „dynamische Tragwirkung." Die Saugwirkung an der Flügelrückseite soll die Folgeerscheinung der dynamischen Tragwirkung sein und letztere multiplizieren. Die Saugwirkung erhält daher von Prof. Lusk den Namen „induzierte Tragwirkung."

Aehnlich wie bei der Düse wird also die Luftgeschwindigkeit an der Flügelrückseite vergrößert. Prof. Lusk bezeichnet deswegen den Flügel als Transformator potentieller Energie. Potentielle Energie ist

*) Hilton F. Lusk. — A philosophy of Lift. A philosophy to avoid the unscientific inconsistencies of the „partial vadium above the wing" theory of lift. U. S. Air Services, march 1931. p. 15 ä 18 und J. Coustolle, Une Conception Aerodynamique, in „Les Ailes" No. 510 — 26. 3. 1931.

in der Atmosphäre enthalten. Durch die Bewegung des Flügels gegen die Luft wird die potentielle Energie in kinetische Energie umgewandelt, d. h. die Luft erfährt eine Beschleunigung an der Flügelrückseite, wodurch dort die Saugwirkung entsteht.

Auch den Rücktrieb erklärt Prof. Lusk in anderer Weise. Auf Grund seiner Feststellung des Flügels als Energieiransformator sagt er, daß bei der Umformung der Energie ein Verlust eintreten müsse. Der Wirkungsgrad bestimmt daher über die Größe des Rücktriebes. Der beim Umformen der Energie eintretende Verlust sei der Rücktrieb.

Ueber die zahlenmäßige Auswertung der hier angegebenen Grundgedanken der Theorie des Prof. Lusk ist noch nichts bekannt.

Versuche mit Heißkühlung am Flugmotor.

Ergebnisse und Aussichten für die Anwendung im Flugbetrieb*). Von Dr.-Ing. Hans Weidinger.

Die Konstruktion der Flugmotoren beschränkt sich auf zwei hochentwickelte Muster von Zündermotoren, den wassergekühlten Reihenmotor und den luftgekühlten Sternmotor, die beide heute die äußerste Grenze ihrer Entwicklungsmöglichkeiten zu erreichen scheinen. Der Streit über die Vorteile der wassergekühlten Motoren gegenüber den luftgekühlten besteht heute ebenso wie am Beginn der Entwicklung und wir sind der Entscheidung dieser Frage nicht näher gekommen.

Die Vor- und Nachteile beider Konstruktionstypen sind in der einschlägigen Fachliteratur derart eingehend erörtert worden, daß an dieser Stelle hierauf verzichtet werden kann. Das Problem der Kühlung eines Flugmotors ist untrennbar mit der Forderung geringen Luftwiderstandes verknüpft. Während man aus diesem Grunde einerseits bestrebt ist, den Stirnwiderstand des luftgekühlten Zylindersterns durch günstige strömungstechnische Verkleidung und verlustfreie Führung der Kühlluft herabzusetzen und durch Verwendung gut wärmeleitender Zylinderköpfe, die aus hochwertigstem Leichtmetall aus dem vollen Preßstück zu einer Form günstigster Wärmeleistung herausgearbeitet werden, den Bereich der luftgekühlten Motoren zu erweitern strebt, gibt die Anwendung von Kühlflüssigkeiten mit höheren Siedepunkten und niederen Gefrierpunkten dem wassergekühlten Motor einen^ entsprechenden Anstoß.

Man hat es bei der Flüssigkeitskühlung vollkommen in der Hand, eine örtliche Ueberhitzung zu verhindern und beliebige Zylindertemperaturen zuzulassen, wenn man die Kühlanlage dementsprechend dimensioniert. Außerdem hat man noch eine Kontrollmöglichkeit über die Temperaturen am Motor, da sich alle Wärmestörungen durch Veränderung der Temperatur des Kühlmessers bemerkbar machen. Um nun diese Vorteile der Wasserkühlung beibehalten zu können, andererseits aber mit einem Minimum an Kühlfläche auszukommen und sich so der Luftkühlung zu; nähern, wurde versucht, die Heißkühlung am Flugmotor im Flugbetrieb einzu^ führen.

Besonders bei Seeflugzeugen sind infolge des langen Wasserstarts und Rollen vor dem Wind die Kühler meistens unterbemessen, trotzdem die Kühlerabmessungen infolge des durch das zusätzliche Schwimmwerk bedingten höheren Leistungsbedarfes einen derart unerwünscht hohen Luftwiderstand ergeben, daß die Start-, Steig- und Flugleistungen empfindlich herabgesetzt werden.

Wenn auch bei Seeflugzeugen in erster Linie eine Verkleinerung der Kühler gefordert werden muß, so gilt dies natürlich auch für Landflugzeuge.

Es ist daher verständlich, daß die Seefiugerprobungsstelle des R. D. L. in Travemünde die Stelle in Deutschland wurde, die, angetrieben durch die bei ihren Großflugbooten im Hochsommer häufig auftretenden Kühlschwierigkeiten, erstmalig versuchte, die Heißkühlung in ihrem Flugbetrieb einzuführen. Auf ihre Anregung hin wurden durch Prof. Nusselt an der Technischen Hochschule Versuche durchgeführt mit dem Ergebnis, daß mit steigender Kühlwassertemperatur eine beträchtliche Abnahme der an das Kühlwasser gehenden Wärmemenge eintritt. Die Messungen wurden mit Wasser, das zwecks Erhöhung des Siedepunktes unter Druck gesezt wurde, an einem Sechs-Zylinder-BMW-IV-Flugmotor durchgeführt.

*) Vortrag, gehalten anläßlich der XX. Mitglieder-Vers, der WGL. 28. Mai 1931, Kiel.

Ueber ihre Ergebnisse berichtet Dr.-Ing. E. Hecker in der Z. d. V. D. I. vom 12. April 1930.

Für den normalen Flugbetrieb läßt sich ohne weiteres eine solche Art der Kühlung nicht durchführen, da bei einem Undichtwerden des Kühlers ein Verdampfen des Wassers eintreten würde. Außerdem wäre der abgeschlossene Druckwasserkreislauf ein unberechtigter Eingriff in den Sicherheitsfaktor.

Die Anwendung der Verdampfungskühlung hätte größere Umänderungen am Motor erfordert. Deshalb wurde zunächst versucht, mit einem Mittel zu kühlen, das sich physikalisch ähnlich wie Wasser verhält, aber einen höheren Siedepunkt aufweist. Da Wasser alle Vorteile für die Kühlung außer dem niederen Siedepunkt und dem hohen Gefrierpunkt in sich vereinigt, muß man bei der Verwendung anderer Flüssigkeiten immer irgendwelche Nachteile in den Kauf nehmen. Die Versuche wurden in Travemünde an demselben BMW-IV-Motor wie in München mit drei Flüssigkeiten durchgeführt, nämlich Aethylenglykol, Kühlflüssigkeit 82 (I. G. Farben) und Transformatorenöl. Der Siedepunkt aller dieser Flüssigkeiten liegt genügend hoch, so daß man bei den für den Motor noch möglichen höchsten Kühltemperaturen immer noch unter dieser Temperatur liegt. Es zeigte sich, daß das normale Kolbenspiel für die hohen Kührflüssigkeitstemperaturen nicht mehr ausreicht. Daher wurden alle Kolben ausgehend vom Kolbenboden mit größerem Spiel konisch abgedreht. Diese Maßnahme hat sich sehr gut bewährt. Es trat niemals ein Fressen der Kolben ein.

Zunächst wurden mit Wasser und den 3 Flüssigkeiten auf dem Prüfstand Vergleichsversuche ausgeführt, wobei zu prüfen war, ob der Motor bei den hohen Temperaturen einwandfrei arbeitet und ob ein Dauerbetrieb möglich ist. Die Prüfstandergebnisse sollten dann praktisch mit demselben Motor im Flugzeug ihre Richtigkeit auf die Anwendung erweisen. Es 1 ag ferner die Aufgabe vor, die höchst erreichbaren Kühltemperaturen festzustellen.

Reines Aethylenglykol (Glykol), das bereits zu amerikanischen Versuchen unter dem Namen Prestone (G. W. Frank) High-Temperature Liquid Cooling, SAE-Journal 25 (.1929) Seite 329 mit Erfolg verwendet wurde, erfüllt außer dem niederen Flammpunkt annähernd alle Forderungen. Außer dem hohen Siedepunkt von 197° C liegt der Erstarrungspunkt sehr tief, so daß es gleichzeitig ein ausgezeichnetes Gefrierschutzmittel ist. Es kann in jedem Verhältnis mit Wasser gemischt werden, wobei allerdings der Siedepunkt sinkt. Eine Brandgefahr ist nicht größer als bei einem leichten Oel. Sämtliche Versuche führten niemals zu einem Brand, obwohl die Temperatur bis zur Siedetemperatur gesteigert wurde. Nachteilig ist seine hygroskopische Wirkung. Die Kühlflüssigkeit 82 hat außer dem tieferen Erstarrungspunkt die gleichen Eigenschaften. Die Versuche mit dem Transformatorenöl wurden nicht zu Ende geführt, da keine scharfe Siedegrenze vorhanden war und leicht siedende Bestandteile eine höhere Temperatur als 140° nicht zuließen.

Eine Aenderung der Leistung bei Verwendung von Glykol gegenüber Wasser ist nicht zu erkennen. Wenn man eine mittlere Kühlflüssigkeitstemperatur von 140° zuläßt, dann fällt die Leistung um 3,5 Prozent bezogen auf die Leistung von 70°. Die Verringerung des thermischen Wirkungsgrades ist noch kleiner, der stünd1iche Brennstoffverbrauch bei dieser Kühlflüssigkeitstemperatur nimmt um 5,3 Prozent ab, während der spezifische Verbrauch infolge des Leistungsabfalles um 1 Prozent zunimmt.

Das Hauptergebnis ist aber, daß bei 140° mittlerer Kühlflüssigkeitstemperatur nur mehr die Hälfte Wärme in der Kühlflüssigkeit abzuführen ist als Folgeerscheinung des abnehmbaren Temperaturgefälles zwischen Gas und Kühlwasser und der erhöhten Oberflächentemperatur des Motors, und der damit erhöhten Strahlungswärmeabgabe an die Umgebung.

Bei der Wahl des ersten Versuchsflugzeuges war maßgebend, daß man denselben Versuchsmotor verwenden konnte, und daß der Kühler aus einzeln abnehmbaren Platten bestand, um ihn jeweils verkleinern zu könnenn. Diese Anforderungen erfüllte das Landflugzeug Arado SC 1 D 1241.

Zwischen den einzelnen Zylindern waren Spezial-Gummidichtungsringe für hohe Temperaturen (Fa. Heede, Hannover) zur Abdichtung angebracht, die sich sehr gut bewährten. Der Kühler bestand ursprünglich aus 19 Platten, die unten am Rumpf befestigt waren. Die Verringerung der kühlenden Oberfläche und damit die Steigerung der Kühltemperatur wurde durch Wegnahme der einzelnen Platten

herbeigeführt. Nach Abnahme von 14 Platten wurde bei 11° Außentemperatur eine günstigere mittlere Kühlwassertemperatur von 144° bei Vollgas erreicht. Nimmt man die gesamte wirksame Oberfläche der 19 Platten zu 100° an, so ist das bedeutendste Ergebnis, daß man bei 144° Kühltemperatur nur mehr 26,3 Prozent der wirksamen Kühlfläche benötigt, also infolge der Temperatursteigerung um etwa 70° an wirksamer Kühlfläche 73,7° erspart. Um eine mittlere Kühlflüssigkeitstem-peratur von 145° bei Vollgas nun auf 23° Außentemperatur bezogen, zu erreichen, ist eine Verringerung der wirksamen Kühleroberfläche um 70 Prozent möglich. Wahrscheinlich lassen sich noch günstigere Werte erzielen, wenn man von vornherein den Kühler mit den richtigen Abmessungen für die Heißkühlung konstruiert.

Insgesamt wurden mit dem Motor und Glykol als Kühlmittel bei 70 Starts 42 Stunden geflogen, innerhalb einer Zeit von 9 Wochen, worin Ueberlandflüge mit ununterbrochener 3stündiger Flugdauer eingeschlossen sind.

Von wesentlicher Bedeutung ist die Feststellung, daß während der ganzen Versuchszeit kein Nachlassen der Drehzahl, Fressen der Kolben, Undichtwerden der Ventile oder sonstige Schäden eintraten. Die Qummidichtungsringe überdauerten diese Zeit und die Zündkerzen mußten nicht ersetzt werden. Lediglich im Brennstoff war der Motor empfindlicher geworden. Das ursprünglich verwendete Gemisch mit 50 Teilen Benzin und 50 Teilen Benzol mußte bei höheren Kühl-temperaturen gegen ein Gemisch von 80 Teilen Benzolzusatz ausgewechselt werden. Doch läßt sich auf Grund der vorliegenden Versuche noch kein abschließendes Urteil abgeben, ob man bei Heißkühlung den Benzolzusatz im Brennstoff infolge der Detonationsgefahr vergrößern muß. Das verwendete Oel der Deutschen Vacuumöl-Gesellschaft Aero H, hat sich gut bewährt. Im Fluge war kein erhöhter Oelverbrauch festzustellen und die Oeltemperaturen waren durchschnittlich 65° C wie bei normaler Wasserkühlung. Nach Beendigung der Versuche wurde der Motor auseinander genommen und eine genaue Kontrolle ergab, daß die Abnutzung sämtlicher Teile normal war.

Wenn auch beim ersten Versuch bis zur praktischen Einführung in den Flugbetrieb noch ein weiter Weg ist, so haben die Travemünder Versuche ergeben, daß die Aussichten für die Heißkühlung günstig sind; daß der Motor den erhöhten thermischen Beanspruchungen gewachsen ist, hat die lange Betriebszeit am Prüfstand und im Fluge bewiesen. Es ist wohl möglich, daß einzelne thermisch hochbeanspruchte Teile, z. B. die Auslaßventile aus hochwertigerem Material hergestellt werden müssen. Die vorliegenden Ergebnisse lassen eine Ersparnis bis zu 70 Prozent der ursprünglichen Kühlerfläche zu und wahrscheinlich kann die.^e bei günstigerer Kühleranordnung noch größer werden. Es ist zu bedenken, daß sich diese Ersparnis nicht nur allein auf eine Widerstandsminderung des Kühlers auswirkt, sondern daß vielmehr der kleinere Kühler in das Flugzeug organisch so eingebaut werden kann, daß der Widerstand der Kühlanlage kaum mehr in Erscheinung tritt. Dadurch wird eine merkbare Herabsenkung des Gesamtwiderstandes des Flugzeuges eintreten.

Mit der Verkleinerung des Kühlers ergibt sich eine Geschwindigkeitszunahme des Flugzeuges, die bei sehr schnellen Flugzeugen recht erheblich sein kann. Weiterhin tritt damit eine sehr erwünschte Gewichtsersparnis — bei den vorliegenden Versuchen ungefähr 32 kg (BMW-IV-270 PS) ein.

Weitere Folgerungen führen zur Vereinigung von Kühler und Motor durch geeignete Ausbildung eines Zylinderkühlmantels und Vermehrung der Kühlrippen am Motorgehäuse. Man hat den geringen Luftwiderstand des Reihenmotors und kann gegenüber dem luftgekühlten Motor örtliche Erhitzungen vermeiden, da die Kühlflüssigkeit die Wärme von jeder beliebigen Stelle in fast unbegrenztem Maße abführt.

Kühler und Leitungen kommen in Fortfall und die Betriebssicherheit wird erhöht.

FLUGrftUNDSCHAU

Inland.

Mitteilung des Deutschen Luftrates Nr. 73.

Die Föderation Aeronautique Internationale (F. A. I.) hat gemäß Mitteilung vom 30. 9. 31 folgende Flugleistungen anerkannt:

Als Internationale Rekorde:

Frankreich. Klasse C

mit 500 kg und mit 1000 kg Nutzlast:

Le Brix und Doret auf Flugzeug „Le Trait d'Union" Dewoitine, mit 600-PS-Hispano-Suiza-Motor, in Istres, am 23. und 24. März 1931:

Dauer in geschlossener Bahn: 32 Std. 17 Min. Entfernung in geschlossener Bahn: 4 670,664 km. Berlin, im Oktober 1931. Deutscher Luftrat.

Das Motorflugzeug des R. V. M., Preis im 12. Rhön-Segelflug-Wettbewerb, ist nunmehr dem Württembergischen Luftfahrt-Verband zugesprochen worden.

Was gibt es sonst Neues?

Rohrbach soll einen holländischen Konstruktionsauftrag für eine dreimotorige 10-Tonnen-Landmaschine erhalten haben.

Die Werbegruppe Groß-Berlin des DLV. wird aus Ersparnisgründen aufgelöst. Die Mitglieder, mehrere hundert, sollen den örtlichen DLV.-Vereinen Berlins zugeteilt werden.

Das goldene Sportabzeichen erhielten Qroenhoff und Kronfeld.

Ausland.

Für die amerik. Luftflotte sind von dem amerik. Unterstaatssekr. neu bestellt 71 Flugzeuge und 92 Motoren zum Gesamtpreis von 2 571 757.— Dollar. Es erhielten Bestellungen: Die Douglas Aircraft Co. auf 6 Erkundungsflugzeuge, je zu 21 000 Dollar, und 8 Amphibienflugzeuge, wie sie auf der Detroiter Ausstellung im April zu sehen waren, mit Ersatzteilen, zu je 21 000 Dollar. Die American Airplane and Engine Corp. auf 4 Transportflugzeuge mit Wright-„Cyclone"-Mo-toren mit Ersatzteilen zu je 17 300 Dollar. Die Curtiss Aeroplane and Motor Co. auf 46 Jagdflugzeuge mit Ausrüstung und Ersatzteilen zu je 12 300 Dollar. Diese Flugzeuge sollen mit Curtiss-V-1570-G-Motoren von 700 PS ausgerüstet werden, von welchen 92 Motoren bei der Wright Aeronautical Corp. zum" Preise von je 6 300 Dollar bestellt wurden. Die Boeing Airplane Co. auf 7 Bombenflugzeuge mit je zwei Pratt-&-Whitney-Motoren. Jedes dieser Flugzeuge kostet ungefähr 80 000 Dollar. Für Flugzeugmutterschiffe hat die Marine bei derselben Ges. 45 Jagd-Einsitzer mit Pratt-ÖL-Whitney-Wasp-Motoren mit Ersatzteilen zu je 9 400 Dollar bestellt. Die Switlick Parachute and Equipment Co. auf 1238 Fallschirme.

Ein amerikanischer Riesen-Windkanal zur Untersuchung von , Flugzeugen natürlicher Größe ist | auf dem Langley Field, Virginia, U. S. A. jetzt vollendet worden. Die Abmessungen im Trichterfeld betragen 9 m Höhe und 18 m Breite. Für die Erzeugung des Luftstromes, der in einen Kanal umgeleitet wird, dienen zwei nebeneinander liegende Luftschrauben von 10 m Durchmesser, welche je von einem 4000PS-Elektroinotor angetrieben werden. Bei maximaler Leistung wird ein Luftstrom von 170 m/h erzeugt.

Die zu untersuchenden Flugzeuge stehen auf einer schwimmenden Plattform, welche derart aufgehängt ist, daß alle Kräfte und Momente jederzeit abgelesen und auf Registrier-trommeln aufgeschrieben werden.

Der Bau des Windkanals kostete über 1 Million Dollar.

Gleichmäßiger Anstrich für Verkehrsflugzeuge, und zwar braun, orange, schwarz und aluminium, soll in USA durchgeführt werden.

Das indische Air Force, das bis März 1933 gebildet sein soll, wird sich voraussichtlich folgendermaßen zusammensetzen: Aus 5 englischen und 6 indischen Offizieren, 13 engl, und 37 ind. Fliegern und einem engl. Fluglehrer. Die Ergänzung bis zu einer Schwadron soll dann später mit ind. Personal erfolgen. Die gesamte Formation untersteht dem engl. Oberbefehl.

Der französ. Concours technique für Sportflugzeuge, Veranstalter das französische Luftministerium, ist am 13. Okt. beendet worden. Erster: Finat auf Caudron „Luciole", Motor Salmson 95 PS mit 385 Punkten. Zweiter: Delart auf Eindecker Albert A-61 Motor Salmson 95 PS mit 343 Punkten.

Ein ital. Freiwilligen-Fliegerkorps zu organisieren, ist dem Luftfahrtminister Balbo freigestellt worden.

Der ungarische Ozeanflieger Endress hat seinen Kameraden Magyar gefordert, weil dieser das Flugzeug als sein Eigentum betrachte, welches ihm der Detroiter Finanzier Szalay angeblich geschenkt habe.

Der Segelflug in Jugoslawien. Von Boris Cijan.

Der Gedanke des Segelfluges hat sich heute hinreichend durchgesetzt; das Ursprungsland der Segelbewegung, Deutschland, zeigte triumphale Erfolge in sportlichen Leistungen und wissenschaftlichen Forschungen. Auch Jugoslawien hat den Sinn und hohen Wert des motorlosen Fluges erkannt und sich mit demselben zu befassen begonnen. Der erste Gleiter wurde in Laibach im Jahre 1929 gebaut. Die Versuche folgten erst heuer in der Gegend vom Blöke südlich von Laibach, welche ausgezeichnetes Gelände mit ständigen Hangwinden besitzt. An der nördlichen Grenze des Staates, in Maribor a. Drau, befaßten sich die Realschüler schon im Jahre 1927/28 mit dem Modellbau, sie fingen auch mit dem Eigenbau eines freitragenden Gleiters an, der aber nicht vollendet wurde. Im Juni 1931 wurde die große Arbeit in Maribor angefangen. Zwei Hochschüler, Cijan und Humek, fingen mit dem Bau des „Zögling" an und gründeten die erste akademische Fliegergruppe in Jugoslawien. Es folgte eine Ausstellung des Flugzeuges, welche viel Interesse erregte, und dann der erste Flugbetrieb in der Umgebung von Maribor. Wegen Schulbeginn war leider nur eine Woche Zeit zum Fliegen. Es wurden in dieser Zeit 29 Starts zur Zufriedenheit der Gruppe absolviert. Damit wurde das erst zweimonatliche Bestehen der Akaflieg von einem kleinen Erfolg gekrönt. Der nächste Flugbetrieb ist an den Hängen des Pohorje (Bacherngebirge), wo in 1500 m Höhe gutes Uebungsgelände ist, vorgesehen.

In Agram besitzt der Verein der Reserveoffiziere ein Gleit- und Uebergangs-segelflugzeug, das aus der heimischen Flugzeugfabrik „Ikarus" in Novi Sad stammt. Auch in Kraljevo interessiert sich derselbe Verein für den Bau eines Gleiters. Das Tempo der Entwicklung wird sich in Jugoslawien noch beschleunigen, besonders wenn die Aeroklubs nach dem Mariborer Vorbilde die Idee fortsetzen und dort, wo gutes Gelände vorhanden ist, Gruppen bilden. Die Jugend versteht die Idee ihrer Vorbilder, darum hat sie schon mit der Arbeit begonnen. 45 Min. Segelflug in Steiermark. Sonntag, den 27. September, startete cand. ing. Walter Mühlbacher, Mitglied der Akad. Fliegergr. Techn. Hochschule Graz, auf einem von der Gruppe gebauten verkleideten Zögling und segelte bei einer Windstärke von 10—12 m/sek.

Verkleideter Zögling der Fliegergruppe der techn.

Hochschule Graz. Cand. ing. Walter Mühlbacher segelt an der Schöckl' Nordwand. (Steiermark).

an der steilen Nordwand des sich 700 m über dem umgebenden Gelände erhebenden „Schöckl".

Mühlbacher, der im Jahre 1929 seine C-Prüfung im Prüfling in der Rhön geflogen hatte und seither nicht mehr Gelegenheit hatte, längere Uebungsflüge zu machen, flog trotzdem sehr sicher. Die Maschine stieg dabei in 4% Minuten auf 200 m über die Startstelle und behielt diese Höhe dann konstant bei.

Trotz der starken Böen und der herrschenden Kälte (—3°) gestaltete sich der Flug nicht sonderlich ermüdend, da die zur Verfügung stehende Pendelstrecke etwa 3 km lang und die Aufwindzone sich als ziemlich breit erwies.

Mühlbacher blieb 25 Min. am Hang, flog jedoch dann Richtung „Draxler Kogel", um die von ihm vorher angegebene etwa 10 km entfernte Landestelle aufzusuchen, da sich die Kälte mit der Zeit doch stark fühlbar gemacht hatte. Deutlich konnte man die Wirkung der starken Fallböen über dem „Kesselfall" beobachten, doch gelang es Mühlbacher, vor dem Einschweben in das Murtal noch mehrmals Höhe zu gewinnen, so daß er die Mur in etwa 300 m Höhe überfliegen konnte. Nach K-Std.-Flug setzte er den Zögling ,,Konrad", nachdem er noch eine Hochspannungsleitung glücklich passiert hatte, glatt bei Deutsch-Feistritz auf.

Maxon.

^^^^ Offizielle Mitteilungen des DMSVo ^lß^

Der Verein für Luftfahrt Halle a. d. S. e. V., Halle, beantragt seine Aufnahme in den DMSV. Die Aufnahmebedingungen sind erfüllt. Eventuelle Einsprüche sind binnen zwei Wochen nach Ausgabe der vorliegenden Nummer des „Flugsport" beim Vorstand zu erheben.

Umgelenkte Gummimotoren.

W. M. Krause

Anfang dieses Jahres brachte Herr K. Wendtland, Berlin, folgende neue Gummianordnung heraus. Ein normaler Gummimotor ist statt auf einem festen

Endhaken, auf einen losen gehangen, der als Welle eines Zahnrades (i. d. Skizze Zo) dient. Dieses Zahnrad greift in ein darunter liegendes Rad Z u, das ebenfalls auf einer Welle mit Haken sitzt. Von hier läuft der untere zweite Gummimotor nach vorn zur Rumpfspitze, wo der letzte, jetzt feste Haken angebracht ist. Diesen Weg nimmt die zu speichernde Gummikraft und läuft in umgekehrter Richtung wieder ab. Die Uebermittlung der aufgedrehten Touren des oberen Motors auf den anderen geschieht meist ruckweise, was ein kurzes Schnarrgeräusch im Aufdrehen und auch Ablaufen verursacht.

Diese Gummianordnung gestattet eine größere Aufdrehzahl. An Größe wächst das Modell nur etwas im Rumpfdurchmesser und Flächeninhalt. Letzterer nur um keine zu große Belastung zu erhalten.

Wollte man mit einem einfachmotorigen Modell eine bessere Leistung erzielen, so war man gezwungen, es wesentlich zu vergrößern. Dabei wird sehr bald eine Grenze erreicht hinsichtlich der Nutzleistung. Außerdem zieht jede Vergrößerung des Modells eine Vermehrung des Fluggewichtes nach sich und dies wiederum eine Verstärkung des Gummis. Steigt aber der Querschnitt des Gummis, so sinkt andererseits seine Hergabe an Kraft. Besonders in der Dauerleistung. Eine Umsetzung' der kurzen, aber sehr starken Kraft auf große und hochsteigige Schrauben geht nur auf Kosten der Stabilität. Aber nicht allein dies ist der Grund des umgelenkten Motores gewesen, sondern auch die wachsende Reibungsfläche des Rumpfes, die bei Vergrößerung der einfachmotorigen Modelle wächst. Bei nur 1,50 m langem Gummi erhalten wir schon einen Rumpfumfang von rund 40 cm. Dagegen benötigt die gleiche Gummilänge auf umgelenkte Art verteilt nur einen solchen von 20—23 cm! Ein ebensolcher Gummi von 2,00 m Länge, also 2mal 1,00 etwa 30 cm. Gegenüber Multiplikatoren hat diese Art den Vorteil nur einen Getriebes, während dort immer mehr vorhanden sind.

Nach den bisherigen Erfahrungen leistet solch ein umgelenkter Motor von 2mal 1,00 etwa 50 Prozent mehr als ein Modell mit einem einfachen 1,00 Gummi. Die andere Mehrleistung geht einmal durch das Getriebe, etwa 20 Prozent, und durch den naturgemäß stärkeren Gummiquerschnitt, der durch die größere Länge bedingt wird, verloren. Die Steigerung der absoluten Mehrleistung des mit umgelenkten Motors ausgestatteten Modells hängt vom Fluggewicht ab und kann von einem Leichtmodellbauer höher geschraubt werden. Selbstverständlich muß ein tüchtiger Flieger hinter dem Modell stehen, schon weil seine Handhabung schwieriger wie die des einfachmotorigen Modelles ist.

Ein Modell dieser Art holt gegen ein solches gleicher Größe mit nur einem Gummi etwa 800 m gegenüber dessen 500 m heraus. Da es meist auch eine längere Flugdauer haben wird, so gelangt es in größere Höhen, wo die Luftströmung ausgeglichener ist und seine evtl. Schwimmeigenschaften ausgenutzt werden. Hieran wird sich gewöhnlich ein guter Gleitflug anschließen. Ich sah solche in Berlin von einem Verhältnis von 1:20, sogar 1:25 bei Treibwind im Sommer. Diese Leistungen wurden im Handaufzug erzielt. Maschinenaufzug dürfte einige Schwierigkeiten haben, bei Wettflügen aber angewandt werden, wodurch sich die Leistung noch steigern wird. Allerdings nicht in dem Maße wie vorher. Das hier skizzierte Doppeldeckermodell erreichte als solches bei wenig gutem Wetter im Handaufzug 450 m. Daß dem umgelenkten Motor die Zukunft gehört, glaube ich bestimmt.

Eingesandt

(Ohne Verantwortung der Redaktion.) Offener Brief!

Sehr verehrte Dame Wissenschaft! All Ihr Wissen hoch in Ehren.

Bitte Sie jedoch, zu prüfen. Zu irgendeiner Zeit geschah es, daß eine Möwe einen großen Bissen im Schnabel trug, weil sie denselben nicht ungeteilt verschlucken konnte; wurde von einer Krähe darob gejagt. Die Möwe wich aus, segelte also ohne Flügelschlag sichtbar unbeschränkt senkrecht in die Höhe. Die Krähe blieb nicht zurück, folgte der Möwe mit gleichem Manöver. Frage: Wie konnte das geschehen? Sie behaupten: Aufwärtsgehender Wind. Ich schüttele den Kopf und behaupte: nein! Sie machen eine wegwerfende Handbewegung, daneben höre ich von Ihnen: Unmöglich — das müßte sonst ein Perpetuum mobile sein. Ich halte Ihnen die Hand entgegen: Danke, weiß schon, die alte Entschuldigung,

die Sie, einem besseren Wissen zuwider, nicht geben dürften. Kann nicht umhin, Ihnen zu sagen: Sie haben durch alle Jahrhunderte bis heute vergessen, daß in einem lebenden Zaunkönig weit mehr Kraft steckt als Ihre Großtante, die Mutter Natur, selbst in einem Perpetuum nicht, dulden kann.

In den Seglern der Luft, den Schwalben, Möwen, Krähen, Adlern und Lämmergeiern steckt zweifelsohne Kraft.

Als Freund der Mutter Natur weiß ich von dieser Dame, daß sie in allen Geschöpfen nur vollkommene Arbeit geleistet hat. Ein jedes ist für den Platz, auf den es gestellt, mit verschwenderischen Fähigkeiten ausgerüstet.

Den Seglern der Luft ist durch ihre Kraft die Fähigkeit gegeben, das eigene Gewicht so in die Waagschale der Naturkräfte zu legen, daß sie bei gegenläufigem Wind senkrecht aufwärts segeln können.

Sie dürfen also nicht böse sein, wenn ich Ihre Hangwindtheorie, Widderhornwirbel, hohle Knochen, schwirrende Federn und was sonst noch bei Ihnen zu finden ist, mit einer Handbewegung hinwegfege, um an deren Stelle meine Schwerpunkttheorie zu stellen, in der ich die Lösung sehe, nach der Sie seit Jahrhunderten suchen.

Meine aufgestellten Behauptungen stelle ich mechanisch unter Beweis.

Zum anderen, verehrte Dame, suche ich den Wissenschaftler, der mir diese Entdeckung streitig macht!

Als Ihr eifriger Schüler zeichnet

Fritz Mordhorst, Kiel, Dänische Straße 37.

Die Flügelverspannung beim Breda 33 ersehen Sie aus der nebenstehenden Abbildung. Jede Flügelhälfte bildet mit der von der Rumpfoberkante nach dem Flügel führenden Strebe und den Fahrgestellstreben, welche auf Druck beansprucht werden, ein Verspannungssystem. Zwischen den beiden Laufrädern wird dadurch weiterhin freier Durchgang geschaffen.

Die Ausbildung der an Bord von Luftfahrzeugen im hauptamtlichen Funkdienst tätigen Flugzeugfunker erfolgt in der Flugfunkschule der Zentralstelle für Flugsicherung in Berlin, in der nach Bedarf Flugfunkerlehrgänge abgehalten werden und die mit der Prüfung für das Flugfunkzeugnis 2. Klasse abschließen. Zugelassen zu den Lehrgängen werden Bewerber, die mindestens drei Jahre im praktischen Funkdienst tätig waren und deren Verwendung bei einem Luftverkehrsunterneh-men. beabsichtigt ist. Der Nachweis hierfür ist durch Vorlage von Zeugnisabschriften und der entsprechenden Bescheinigung zu führen. Inhaber von Bordfunkzeug-nissen 1. oder 2. Klasse, deren Verwendung im Flugfunkdienst in Aussicht genommen ist, werden in etwa vierwöchigen Lehrgängen auf die Ablegung der Zusatzprüfung für den Flugfunkdienst vorbereitet.

Außer diesen hauptamtlichen Funkern werden im Flugzeugfunkdienst noch nebenamtliche Funker beschäftigt, die sich aus Flugzeugführern und Bordmonteuren rekrutieren. Diese, in jedem Falle von den Luftverkehrsunternehmen zur Ausbildung im Funkdienst vorzuschlagenden Bewerber, werden gleichfalls in der Flugfunkschule der Zentralstelle für Flugsicherung unterrichtet. Sie legen abschließend die Prüfung für das Funksonderzeugnis A oder B ab.

Die Prüfungsbestimmungen für das Flugfunkzeugnis 2. Klasse und für die Zusatzprüfungen sind im Heft 18 der „Nachrichten für Luftfahrer" von 1928 mit Ergänzungen im Heft 14 von 1930, die für die Funksonderzeugnisse im Heft 50 von 1930 veröffentlicht, aus denen auch die Anforderungen zu ersehen sind.

Für die Einstellung von Funkern in den Flugzeugfunkdienst sind die Luftver-

kehrsunternehmen zuständig. Bewerbungen sind an diese zu richten. Anträge auf Ausbildung für den Flugfunkdienst sind der Zentralstelle für Flugsicherung einzureichen.

Der Bedarf an hauptamtlichen Funkern ist jedoch auf lange Zeit hinaus gedeckt, Flugfunkerlehrgänge werden daher vorerst nicht mehr abgehalten.

Literatur.

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

Pour Le Merke, Flieger im Feuer. Von Ernst S c h ä f f e r. Verlag Union Deutsche Verlagsgesellschaft Zweigniederlassung Berlin SW 19. Preis kart. RM 6.80, in Ganzleinen RM 8.50.

Es ist an der Zeit, daß wieder einmal die gewaltigen Leistungen unserer Jagdflieger der Nachwelt in Erinnerung gebracht werden. In diesem Buch sind die Heldentaten unserer Pour-Le-Merite-Flieger lebenswahr herausgearbeitet. Das Buch ist ein Ehrenblatt für unsere Helden und als Geschenk für unsere Jugend nur bestens zu empfehlen.

Jahrbuch 1931 der Deutschen Versuchsanstalt für Luftfahrt E. V. Herausgegeben von Prof. Dr.-Ing. Wilh. Hoff. 1931. 816 Seiten, 1407 Abb., 233 Zahlentafeln, Din A 4. München, R. Oldenbourg. In Leinen gebunden M 62.—.

Das Jahrbuch enthält außer dem Tätigkeitsbericht für das Geschäftsjahr 1930/31 und rund 200 Auszügen aus nicht veröffentlichten Arbeiten wiederum 58 Berichte im vollen Wortlaut. Im Gegensatz zu früheren Jahren sind etwa die Hälfte davon Erstveröffentlichungen, die nicht mehr an anderer Stelle erscheinen. Für diejenigen Leser, die nur einzelne der in der DVL zusammenfassend bearbeiteten Fachgebiete interessieren, sind auch Teile des Jahrbuches als ,,Jahresbericht" der betreffenden Forschungs-Abteilung (Aerodynamik, Statik, Motoren, Werkstoffe, Luftbildwesen und Navigation, Elektrotechnik und Funkwesen, Flugwesen) erhältlich.

Die Prüfabteilung hat an Flugzeugen 65 neue Muster geprüft und 131 Stück- und 748 Nachprüfungen vorgenommen, ebenso 5 neue Motorenmuster geprüft und 269 Stück- und 1057 Nachprüfungen an Motoren durchgeführt.

Aus der Aerodynamischen Abteilung seien erwähnt: Modellversuche über die künstliche Belüftung von Motoren-Prüfständen und Versuchsfahrten mit einem Luftschrauben-Schnellwagen. Die Statische Abteilung bringt neben mehreren Arbeiten, die Unterlagen für die Aufstellung der Belastungsannahmen liefern, Ergebnisse von Versuchen mit Flugzeugbauteilen und zwei Arbeiten über die Berechnung von Raumfachwerken. Die Motoren-Abteilung berichtet über die mechanische Betriebsbeanspruchunng von Vergaser-Flugmotoren, über die Untersuchung eines Gebläses, die Möglichkeiten des Abgas-Strahlantriebes und des Nachladeverfahrens, über Drehschwingungen in Reihenmotoren und über Klopf-untersuchungen. Die Stoff-Abteilung veröffentlicht zwei umfangreiche Arbeiten über Stahlrohr-Schweißungen im Flugzeugbau und über statische und dymamische Festigkeitseigenschaften einiger Leichtmetalle, weiter Korrosionsversuche mit Blechen und Drahtlitzenn, Anstrichversuche und motorische Untersuchung von Kraftstoffen. Die Abteilung für Luftbildwesen und Navigation bringt u. a. einen Aufsatz über die Prüfung von Objektiven auf Verzeichnungsfehler und zwei über die HyperSensibilisierung photographischer Emulsionen. Aus der Abteilung für Elektrotechnik und Funkwesen sind neu zwei Arbeiten über den Einfluß der Sonnentätigkeitsperiode auf die Funkwellen und über die Flugfunkeigenpeilung. Die Berichte der Flugabteilung behandeln Flugmessungen über den Einfluß von Handley-Page-Schlitzquerrudern sowie über die Wirkung des Schraubenstrahls auf das Seitenruder und Rechnungen über den Einfluß der Flügelumrißform und der Querruder-Abmessungen auf die Quersteuerbarkeit von Eindeckern.

Bereits diese Teilaufzählung gibt einen Begriff von der Mannigfaltigkeit und dem Wert des Inhaltes.

Berichtigung.

Die „Flugsport"-Hefte 17 bis mit 21 des laufenden Jahrganges haben versehentlich eine unrichtige Seitenzahl erhalten. Die Seitenzahlen in diesen Nummern müssen statt 273—372, richtig 373—472 lauten.