Luftfahrt (Chronik und Geschichte) - Zeitschrift Flugsport Heft 12/1934

Illustrierte technische Zeitschrift und Anzeiger für das gesamte Flugwesen

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Nr. 12__13. Juni 1934_XXVI. Jahrgang

Die nächste Nummer des „Flugsport" erscheint am 27. Juni 1934

Ohne Anstrengung kein Erfolg!

Die Luft-Werbewoche ist beendet. Die braven Motor- und Segelfliegerstürme haben ihre Pflicht getan. An Schlafen war vielfach an den ersten beiden Werbetagen nicht zu denken. Der Erfolg überstieg bei verschiedenen Ortsgruppen die Erwartungen. Der Flieger-Commodore darf auf seine Fliegerstürme stolz sein. Jeder hat das letzte gegeben.

Jedoch ist jetzt keine Zeit, auszuruhen. Deutschlandflug und Rhön-Segelflug-Wettbewerb stehen vor der Tür. Hier wird Deutschlands Fliegerjugend wieder zeigen, was sie zu leisten vermag. Also vorwärts zum lustigen Fliegen!

Coupe Deutsch De la Meurthe 1934.

Der Wettbewerb wurde in zwei Runden von je 1000 km im Dreiecksflug zwischen Etampes und Chartres ausgeflogen.

Wie wir bereits in der letzten Nummer berichteten, erreichte der Sieger, Arnoux, 389 km/h auf Caudron 450 mit 315 PS überkomprimiertem Renault-Motor mit Versteilschraube und Zapp-Klappen. Zweiter wurde Massotte mit 361,083 km/h auf Caudron 366 mit 217-PS-Regnier-Motor, Versteilschraube und Wölbungsklappen.

Der Regnier-Motor war ein gewöhnlicher Serienmotor mit neuen Kolben für eine Verdichtung von 7,5 :1.

Auffallend ist die geringe Geschwindigkeitsdifferenz, wenn man beachtet, daß Massotte 100 PS weniger in der Maschine hatte. Die um Vs größere Leistung brachte nur einen Geschwindigkeitsgewinn von 28 km.

Es fielen aus: Detre auf Potez-Potez wegen Schmierungsstörungen, Lacombe auf Caudron-Renault, Lemoine auf Potez-Potez wegen Propellerbeschädigung, Delmotte auf Caudron-Regnier mußte in der letzten Runde zwangslanden. Comper auf Comper Streak landete nach der 17. Runde, da es ihm doch nicht mehr möglich war, sich für das Rennen zu plazieren. Im zweiten Teil des Rennens konnte er das Fahrgestell nicht hochziehen. Er erreichte 259 km/h.

Das Versagen der Schmierung war vielfach auf zu starke Oel-kühlung zurückzuführen, da das dickflüssige Oel einen zu starken

0eidruck erforderte und z. B. bei Lacombe die Nieten zum Oelkühler wegsprangen und dessen Start verzögerten.

Rechnet man das freiwillige Ausscheiden von Lacombe und Comper ab, so betrug durch Maschinendefekte der Ausfall 37,50 %. Besonders unangenehm und ermüdend wurde die Böigkeit in senkrechter Richtung bei diesen hohen Geschwindigkeiten von den Fliegern empfunden.

Der Betriebstoffverbrauch war verhältnismäßig gering. So betrug der Verbrauch des neuen Renault-Motors für die 1000 km 255 1.

Die Hauptaufgabe für die Konstrukteure war, Luftzuführung und -abströmung bei der Kühlung derartig zu gestalten, daß die Zylindertemperaturen gleichmäßig blieben. So hatte Potez zur Kontrolle Thermometer vorgesehen. Es zeigte sich, daß bei Sternmotoren immer ein Zylinder etwas heißer wurde.

Bei den Reihenmotoren zeigten die Zylinder 4 und 5 höhere Wärmegrade. Luftzuführungs- sowie auch die Abflußöffnungen müssen genau abgestimmt sein. Die Leitschaufeln für die Zuführung der Luft auf die einzelnen Zylinder müssen so konstruiert sein, daß keine Luftwirbel und Luftstauungen entstehen. In diesem Falle nützt auch übermäßige Zuführung der Luft nichts, sondern das Uebel wird nur noch vergrößert. Ebenso ändert sich naturgemäß der Strömungsverlauf bei verschiedenen Geschwindigkeiten.

Das Coupe-Deutsch-Rennen hat gezeigt, daß der Reihenmotor mit seinem geringen Stirnwiderstand (nur 40 cm Breite) gegenüber dem Sternmotor (80 cm Durchmesser) im Vorteil ist; wohlgemerkt, bei den Geschwindigkeiten, die über der 300-km-Grenze liegen! Demnach wird es wohl nicht lange dauern, daß man den Sternmotor zweireihig bauen wird. Denn in diesem Falle läßt sich bei dem guten Massenausgleich beim Stern in der Zweireihenanordnung noch eine gute Kühlung erreichen.

Durch die Verwendung von Versteilschrauben kamen die Flugzeuge sehr schnell vom Boden weg. Der Start betrug nicht mehr als 200 m, Startzeit ca. 7 Sek. Die Versteilschrauben, Typ Ratier, haben zwei fest einstellbare Steigungen. Beim Start wurden 318 kg und im Fluge 168 kg Zug gemessen.

Die im Coupe Deutsch geleistete Konstruktionsarbeit, vor allem auch in der Verbesserung der Motoren, wird den Franzosen sicher im Europa-Flug von Vorteil sein.

Meldungen für das London-Melbourne-Rennen.

1. Aircraft Exchange and Mart, Ltd. — Airspeed Courier A. S. 5 (Siddeley Cheetah) Flugzeug! Alan Naish (Engl.).

2. A. O. Edwards — D. H. Comet (2 Spezial Gipsy Six) Flugzeugführer C. W. A. Scott und Tom Campbell-Black (Engl.).

3. Hospitals Trust, Ltd. — Bellanca-Tlefdecker (Wasp-Junior) Flugzeug! J. C. Fitzmaurice (Irisch).

4. J. A. Mollison — D. H. Comet (2 Spezial Gipsy Six) Flugzeug! Herr und/oder Frau Mollison (Engl.).

5. T. Neville Stack — Airspeed A. S. 8 (2 Siddeley Cheetah) Flugzeug! T. N. Stack und S. L. Turner (Engl.).

6. H. F. Broadbent — D. H Fox Moth (Gipsy Major) (Austral.)

7. F. Lombardi — Bergamaschi P. L. 3 (Fiat A-59) Flugzeug! Lombard} (Ital).

8. Wedell-Williams Air Service Corporation — Wedell-Williams-Landflugz. 303 Flugzeug! James Wedell (Amerik.).

9. Lyon Flight Expedition Corporation — Lockheed Orion, Flugzeug! R. F. Lape (Amerik.).

10. Capt. Edouard Corniglion-Molinier — Wiboult (Franz.).

11. K. L. M. Fokker F. XXXVI (Viermotor), Flugzeug! wahrscheinl. I. W. Smirnoff und Q. M. H. Fryns (Holland.).

12. K. L. M. Fokker XXII (vier Wasp) (Holland.).

13. K. L. M. Fokker F. XVIII (Dreimotor) (Holland.).

14. K. L. M. Douglas DC2. Flugzeug! wahrscheinlich K. D. Parmen-tier und J. J. Moll (Holland.).

15. Mrs. Louise Thaden — Beech A. 17 F. Flugzeugf. Frau Thaden und Mann (Amerik.).

16. Russell Hosler — Hosler Eindecker. Flugzeugf. Russell Hosler (Amerik.).

17. Miss J. Cochrane — 2 P. L. C. M. (Amerika.).

18. Laura Ingalls — Lockheed Orion (Wasp) (Amerik.).

19. R. W. H. Everett — D. H. Puss Moth (Qipsy III) (Engl.).

20. Societa Idrovolanti Alta Italia — Savoia-Marchetti (3 Stella 560 PS) (Ital.).

21. Andre Roussy de Sales und Jean Lacombe — Bernard 84 (Gnome Rhone Mistral) (Franz.).

22. Vicomte Jacques de Sibour — Couzinet (Franz.).

23. Fl. Offz. C. G. Davies — Fairey III F (Napier Lion) (Engl.).

24. H. L. Brook — Dreisitzer-Kabine Miles Hawk (Engl.).

25. W. J. Cearns — D. H. Moth (Gipsy Major). Flugzeugf. S. Jackson (Engl.).

26. Bernard Rubin — D. H. Comet (Spezial Gipsy Six) (Engl.).

27. Keith Rider — Keith Rider Eindecker (Wasp) (Amerik.).

28. John H. Wright — Lambart Aircraft Corp. Monocoupe (Warner Super Scarab) (Amerik.).

29. New Guinea Centenary Flight Syndicate — Fairey Fox (AustraL).

30. J. Wodds und H. C. Miller — Lockheed Vega (AustraL).

31. Sir Charles Kingsford Smith — Lockheed Altair (Austrat).

32. Murray B. Dilley — Vance Eindecker (Wasp) (Amerik.).

33. Ltn. Marshall Lindholm — Northrop Delta (Hörnet) (Schwed.).

34. Ltn. Michael Hansen — Desoutter Mk. II (Gipsy III) (Dan.).

35. Michel Detroyat — Lockheed Orion (Hispano Suiza 9 V) (Franz.).

36. Whiley Post — Lockheed (Wasp) (Amerik.).

37. Holländisches Syndicat — Pander Eindecker (Whirlwind) (Holl.).

38. Carlos Cudell Goertz — Comper Kite (Portug.).

39. V. L. Chandi (Indisch).

40. Ruth Nicholls — Lockheed Altair (Amerik.).

41. Fl. Ltn. G. Shaw — engl. Klemm Eagle (Engl.).

42. M. Freton (Franzose) — Potez (Lorraine) (Engl.).

43. Bleriot Aeronautique — Bleriot III (Gnome-Rhone K-4) (Franz.).

44. Oliver Nicholson, New Zealand Centenary Race-Committee — D. H. Dragon (2 Gipsy Six) (Neu-Seeland).

45. Alan S. Butler — D. H. Dragon (Gipsy Major) (Engl.).

46. William Courtenay — D. H. Gipsy Moth (Engl).

47. Sir Alan Cobham — Airspeed Courier (Siddeley Cheetah) (Engl.).

48. Lord Nuffield — Airspeed Envoy (Wolseley A. R, 9) (Engl.).

49. Lady Cobham — Airspeed Envov (Wolseley A. R. 9) (Engl.).

50. R. K. Dundas, Ltd. — Airspeed Courier (Siddeley Cheetah) (Engl.).

51. James K. C. Baines — Fairey Fox (Neu-Seeland).

52. Ltn. H. R. A. Kidston, R. N. — Lockheed (Engl.).

53. Harold Gatty — Douglas (Amerik.).

54. Clyde Pangborn — Granville Bros. Eindecker (Pratt & Whitney) (Amerik.).

55. Roscoe Turner — Douglas (Amerik.).

56. Wolf Hirth — Messerschmitt (Deutsch).

57. Capt. Lyon — Lockheed Orion (Amerik.).

58. G. R. Pond und C. Sabelli — Bellanca (Amerik.).

59. Andre Gueit — Caudron Tiefdecker (Franz.).

60. Stanley C. Huffman — Stinson Reliant (Amerik.).

61. Walter T. Varney — Lockheed (Amerik.).

62. Roy W. Ammei — General Aviation Dreimotor (Amerik.).

63. David H. P. Clough — Cessna Eindecker (Amerik.).

64. Salvador Farre — Percival Gull (Napier Javelin) (Amerik.).

Deutsche Segelflugpioniere in Neu-Seeland.

Torvald P. Husheer hat unter schwierigsten Verhältnissen in diesem Land einen Doppelsitzer-Schulgleiter, hauptsächlich für Auto-schlepp, gebaut. Wie die nebenstehenden Abbildungen erkennen lassen besteht das Fahrwerk aus zwei V-Halbachsen mit kräftigen Federbeinen, welche die Stöße nach dem Knotenpunkt der Flügelbefestigung übertragen. Federweg 15 cm. Die Abfederung besitzt große Verspan-nung, so daß nur bei ganz schweren Stößen die Kufen den Boden berühren. Ebenso sind am Schwanzende sowie unter den Flügelenden abgefederte Streben angeordnet. Zur besseren Kontrolle und Ueber-sichtlichkeit sind die Querruderkabel außerhalb des Flügels geführt.

Wir wünschen den deutschen Segelflugkameraden in Neu-Seeland besten Erfolg.

Karakän, Hochleistungs-Segelflugzeug des ungarischen Pfadfinderbundes.

Der „Karakän" (ein altungarischer unübersetzbarer Ausdruck, ein Begriff zwischen „schneidig" und „Mordskerl") wurde für den Pfad-

Segelflugzeug des Napier's Aero-Club, Neuseeland,

finderweltjamboree 1933 zu Gödöllö bei Budapest konstruiert und gebaut. Die Maschine, konstruiert von Dipl.-Ing. Ludwig Rotter, wurde unter dessen Führung durch die Pfadfindergruppe „Ezermester" (Tausendkünstler) gebaut.

Der Karakän, ein verstrebter Kabinen-Schulterdecker von robuster Bauart, hat 20 m Spannweite. Flugwerk zwei Flügel von je 9,7 m Länge, die sich an einen mit dem Rumpf zusammengebauten 600 mm breiten, aus dem Rumpf herauswachsenden Flügelstummel anschließen.

Flügelaufbau ein in der Drucklinie liegender Kastenhauptholm und ein leichter Hinterholm zur Aufnahme der örtlichen Beanspruchungen^ Der Flügel hat links und rechts 3—3 m, von der Rumpfmitte gemessen — also bis zum Strebenanschluß-punkte —, gleichbleibende Tiefe und Dicke. Profil schwach gewölbt, hat ein

Schlankheitsverhältnis von 1 : 6,56, wurde durch Dipl.-Ing. Rotter entworfen. Flügelnase bis Hauptholm mit Sperrholz bedeckt, bildet mit diesen einen geschlossenen Torsionskasten. In der Flügelnase befindet sich in Rumpfnähe je ein kurzer fal- § scher Holm, die zu dem Rumpfflügelstummel Anschluß haben und dadurch den Torsionskasten und damit die Flügel miteinander und den Rumpf sehr zuverlässig und steif verbinden. Jeder Flügel hat so drei in einer Linie liegende Anschlußpunkte bei dem falschen, Haupt-und Hinterholm.

Die ϖFlügel sind je mit einer V-förmigen

Profilstahlrohrstrebe zur Rumpfunterkante gestützt. Strebenan-s chluß punkt e dur ch verkleidete Differentialverwindung. — Der Rumpf hat linsenförmigen Querschnitt, der bei stark gezogenem und gedrücktem Flugzustand aerodynamische Vorteile hat. Auch ist die Verletzungsgefahr bei einer Landung auf unebenem Boden mit einem Rumpf, der unten eine schmale starke Kante hat, geringer. Auch beim Transport und bei der Handhabung ist diese

Ungar. Karakän Hochleistungs-Segelflugzeug

feste untere Kante wegen ihrer großen örtlichen Festigkeit vorteilhafter.

Führersitz geräumig, ganz geschlossen. Der Deckel ist fast vollkommen mit Cellon bekleidet, leicht zu öffnen und enthält sämtliche Instrumente samt Düsen. Der Fallschirm befindet sich als Rück-polster in einer glatten, bei abgeworfenem Deckel aufwärts ganz freien Wanne, was einen freien und ungehinderten Absprung auch dann ermöglicht, wenn der Pilot während des Ausspringens mit dem Rücken auf den Fallschirm einen Druck ausübt.

Rumpfspitze sehr stark gebaut und versteift, zum Schutze bei Bruchlandung. Knüppelsteuerung, Steuerseile auf Segmente abwälzend. Startvorrichtung im Rumpfende fest eingebaut, durch den Führer lösbar. Starthaken auf der Rumpfspitze unten, für Gummiseilstart und Schleppflug geeignet. Der Starthaken gibt das Seil bei dem abwärts und rückwärts gerichteten Seilzug frei.

Verwindungsanschluß am Flügelstummel durch Stoßstangen, bei dem Abmontieren bleibt dadurch in der Steuerung also alles richtig verspannt. Flügelanschlüsse durch eingeschobene Cellonstreifen abgedeckt.

Höhenruder normale Ausführung mit einem Holm, Torsionsnase und in dem Rumpfende liegender und links und rechts herausragender Stahlrohrnase als Balanceruder gebaut. Seitenruder entlastet, als Verdrängungsruder ausgebildet, in dem der mit einem Spant endende

Ungar. Hochleistungs-Segelflugzeug Typ Karakän.

Rumpf aerodynamisch richtig verläuft. Kielflosse mit Rumpf fest verbunden.

Spannweite 20 m, Länge 7,94 m, Flügelfläche 20,7 m2, Seitenverhältnis 1 : 19,4, Leergewicht mit Instrumenten und Fallschirm 217 kg, Fluggewicht (Führer 80 kg) 297 kg, Flächenbelastung 14,4 kg/m25 Gleitwinkel über 1 : 25, Sinkgeschwindigkeit zwischen 0,6 und 0,65 m/Sek.

Oer Karakän" wurde am 3. August 1933 zum ersten Mal ge:-flogen. Schon am nächsten Tag flog Rotter damit über flachem Gelände über eine Stunde Thermik, und zwei Tage darauf erreichte er mit WoMnthermik 840 m Höhe und schuf einen ungarischen Streckenrekord mit 68 km. Am 8. August flog Rotter 84,8 km und schuf ein&i Höhenrekord — mit dem neuen Streckenrekord — mit 1840 m. Dabei wurde eine Cumulusschicht von einer Mächtigkeit von 600 m restlos durchgestoßen.

Während des Jahres waren seine besten fünf Höhenleistungen 840, 1840, 1030, 450 und 500 m, Gesamthöhensumme der fünf besten Flüge 4600 m!

Im Februar 1934 flog er mit dem Karakän über 5 Std. und erreichte damit das Leistungsabzeichen Nr. 19; Rotter überhöhte den Startpunkt in den Wintermonaten mit 1000 m und flog verschiedene Strecken. Ostersonntag 1934 flog er rd. 3 Std. über Budapest in einer wechselnden Höhe von 100 und 900 m, und landete schließlich dicht an der Techn. Hochschule auf dem Damm einer im Bau befindlichen neuen Donaubrücke glatt, was Aufsehen erregte.

Ein zweiter Segler Typ „Karakän" befindet sich jetzt im Bau.

Avro 641 Kabinen-Doppeldecker „Commodore".

Avro 641, Typ Commodore, wurde von A. V. Roe & Co., Ltd., Manchester, als ökonomisches Limousinenflugzeug, bestimmt für den eigenen Gebrauch, in Ganzmetall gebaut. Mit Motor Siddeley Lynx 215 PS Preis des Flugzeuges 2000 £

Staffelung des Oberflügels ca. 600 mm gegenüber der Vorderkante des Unterflügels ermöglicht gute Sicht aus der Kabine.

Flügel gezogene Stahlblechholme. Der vordere untere Holm des Unterflügels liegt senkrecht unter dem Hinterholm des Oberflügels, verstrebt und verspannt nur in dieser Ebene. Zwischen den Flügeln N-Streben. Flügel durch die Staffelung nicht zurückklappbar.

Avro 641 Kabinen-Doppeldecker „Commodore"

Rumpf Stahlrohr mit Profilholzleisten für die Befestigung der Leinwandbespannung. Vor dem Rumpf Stahlrohrmotorbock mit Lynx Motor, NACA-Haube, Sammelrohr des Auspuffs unter den Rumpf führend. Fallbetriebsstoffbehälter im Oberflügel auf beiden Seiten des Rumpfes, Fassungsvermögen je 112 1, ausreichend für 41/2 Std. bei 175 km Reisegeschwindigkeit, von elliptischer Form auf der Oberseite des Flügels etwas vorstehend.

Kabinenraum geräumig, Doppelsteuerung, zwei Sitze yorn, eine Sitzbank für drei ausreichend hinten. Oberer Teil der Steuersäule mit Rad von links nach rechts bei Führerablösung schwenkbar. Die jeweilige Lage wird durch einen Druckknopf arretiert. Instrumentenbrett, um besser ablesen zu können, nach vorne geneigt. Startmöglichkeit vom Führersitz durch elektrischen Starter. Da die Öberflügel nur bis zum Rumpf geführt sind, ergab sich gutes Gesichtsfeld auch nach vorn und oben. Im Dach der Kabine runde, mit Leinwand bedeckte Oeffnung als Notausgang.

Blindflugvorrichtung und Navigationslichter sind vorgesehen.

Belastungsmöglichkeit bei vollen Betriebsstoffbehältern und vier Personen 95 kg Gepäck.

Fahrwerk Teleskop-Hauptstrebe mit Abfederung, im mittleren Teil der Strebe nach hinten und nach unten durch Streben abgefangen. Unter dem Rumpfende abgefedertes drehbares Schwanzrad.

Spannweite 11,38 m, Länge 8,31 m, Höhe 3,05 m. Flügeltiefe 1,45 m, Flügelabstand 1,60 m, Flügelinhalt 28,5 m2, Leergewicht (mit

Konstruktionseinzelheiterl des Avro 641, Typ „Commodore". Man beachte die holzgefütterten Stahlrohrholme und die Befestigung der Rippen an dem Nasenrohr mit einer Drahtklammer.

Kabinenausrüstung) 1010 kg, Vollast 1589 kg, Flügelbelastung 52,8 kg/m2, Leistungsbelastung 7,01 kg/PS.

Geschwindigkeit max. 209 km/h am Boden, 200 km/h in 1500 m und 185 km/h in 3000 m, mittlere 177 km/h, Landegeschw. 80 km/h. Steigfähigkeit 3,57 m/Sek., steigt auf 300 m in 1,6 Min., auf 1500 m in 9,5 Min., auf 3000 m in 28 Min. Gipfelhöhe 3500 m.

Deschamps Diesel 1200 PS,

Die Lambert Engine & Machine Co., Moline, III. U. S. A., hat einen 1200 PS wassergekühlten Dieselmotor Zweitakt, hängend in V, 12 Zylinder, gebaut. Dieser Motor wurde von Deschamps, einem belgischen Ingenieur, welcher bei Minerva einen Schieber-Flugmotor baute, konstruiert.

Je 6 Zylinder von 228 mm Hub, 152 mm Bohrung liegen in einer Reihe hintereinander in einem Winkel von 30 Grad. Stirnseite 670 mm breit und 1240 mm hoch. Gewicht des Motors einschließlich alles Zubehörs, wie Starter, Betriebstoffpumpen, Schwingungsdämpfer etc., 1100 kg. Kompressions Verhältnis 16 : 1.

Start durch Preßluft. Zum Durchdrehen besondere Dekomprimier-vorrichtung. Sämtliche betriebswichtigen Zubehörteile sind doppelt vorhanden.

Für jeden Zylinder sind zwei Einspritzpumpen vorgesehen. Beide Zylinder reihen haben voneinander unabhängige Schmierung, Kühlung und Pumpe. Es ist möglich, eine Zylinderreihe während des Fluges leerlaufen zu lassen, so daß 6 Zylinder unbehindert arbeiten können.

Der erste Versuchsmotor war so eingerichtet, daß er hängend sowie stehend arbeiten konnte. Bremsversuche mit einem Zweizylinder-Experimentalmotor haben gezeigt, daß die Leistung bei dem jetzt im Bau befindlichen Zwölfzylinder 1200 PS bei 1600 U. beträgt und daß mit einem Normallauf von 900—1000 PS bei geringerer Drehzahl zu rechnen ist.

Kurbelgehäuse Elektron, stark durch Rippen versteift. Zylinder nitrierter Stahl. Zylinderlaufbüchsen gehärtet, auswechselbar. Zylinderköpfe Aluminium aufgeschraubt für sechs Zylinder aus einem Stück.

Für jede Zylinderreihe einen Electric-Zentrifugalkompressor. Antrieb von der Kurbelwelle 1 : 13%. Luftförderung 25% höher als Motorverdrängung. Luftzuführung durch Drosselklappe regelbar.

Im Zylinderboden zwei direkt von der Nockenwelle gesteuerte Einlaßventile, Nockenwelle axial zum Dekomprimieren verschiebbar.

Auspuff durch 12 Schlitze in der Zylinderwand bei unterster Kolbenstellung;.

Kolben inwendig mit Rippen versteift; sechs Ringe ziemlich weit weg vom Kolbenboden, damit sie beim Auspuff möglichst weit von den Ausströmungskanälen entfernt sind. Zwei weitere Kolbenringe an der offenen Seite des Kolbens. Besondere Aufmerksamkeit hat der Konstrukteur der Wärmeableitung und Verstärkung durch Rippen zwischen den Auspuffschlitzen gewidmet. Die Schlitze zind nach innen abgerundet, damit die Ringe sich nicht klemmen können.

Mit Rücksicht auf die höhere Einspritzfrequenz bei Zweitaktmotoren hat der Konstrukteur zwei Oelplunger pumpen angeordnet, welche abwechselnd einspritzen, und zwar sind zwei Einspritzdüsen gegenüberliegend tangential angeordnet, so daß das Gemisch in eine drehende Bewegung um die Zylinderachse gerät.

Die Schwierigkeit des Langsamlaufes durch Verringerung der Einspritzmenge scheint der Konstrukteur durch Absperren des Preßstrahles von einer Einspritzpumpe gelöst zu haben. Es setzt so eine Explosion aus, und der Motor arbeitet im Viertakt. Das Kräftespiel im Motor wird dadurch verhältnismäßig wenig gestört, ebensowenig die Gemischbildung, die bei Wiederöffnen der abgesperrten Oelpumpe wieder einwandfreies Gemisch erhält.

Druckschmierung, Trockensumpf.

Um etwaigen Oelverbrauch durch die Schlitze zu verhindern, sind ober- und unterhalb der Auspuffschlitze kleine Nuten in die Zylinderwand eingedreht. Von hier aus führen kleine Bohrungen nach einem Abführungsrohr (gebohrt), genau zwischen beiden Zylinderreihen liegend, wo das Oel durch eine Oelpumpe abgesaugt wird. Regulieren der Kolbenschmierung erfolgt durch Verminderung der Saugwirkung der Oelabsaugpumpe.

Am hinteren Ende der Kurbelwelle sieht man den Lanchester-Vi-brationsdämpfer.

Auf der Hinterseite des Motors hinter dem Stoßdämpfer das Getriebe für den Antrieb des Kompressors, alles spiralgenutete Kegelräder. Antrieb der Nockenwellen für die Preßpumpen durch Stirnräder an der vorderen Seite des Motors.

„Flügel mit niedrigem Seitenverhältnis."*)

Unter diesem Titel berichtet A. Lippisch im „Flugsport" 1934 Nr. 10 über amerikanische Messungen der dreidimensionalen Umströ-mung von Flügelrändern und spricht dieser Strömung mit Recht die Wirkung der Verhinderung des Abreißens der Strömung zu. Diese Feststellung wurde aber schon vor sechs Jahren in Deutschland gemacht. Im „Flugsport" vom Jahre 1931, Nr. 18, habe ich auf Seite 301 die besonderen Eigenschaften der Umströmung der Flügelränder erklärt. Strömungsmessungen bei niedrigem Seitenverhältnis sind auf Seite 302 beschrieben und durch Abb. 8 dargestellt. Die bis dahin unbekannte Wirkung .habe ich mit „Effekt der Schräganblasung" bezeichnet.

Auch bei den amerikanischen Messungen handelt es sich um eine Anwendung der Wirkung der Schräganblasung. Dies geht schon aus der Feststellung hervor, nämlich, daß halbkreisförmige Flügelenden günstiger sind als rechteckige Flügelenden. Halbkreisförmige Flügelenden müssen günstiger sein, weil die erforderliche Schrägstellung der Flügelränder, bei welcher der Effekt seinen Höchstwert erreicht, durch halbkreisförmige Flügelränder besser wiedergegeben wird, als dies beim Flügelrand des Rechteckflügels der Fall sein kann.

*)ϖ Vgl. „Flugsport" 1934, Profilsammlung Nr. 7.

In bezug auf die amerikanischen Darstellungen der Tragwirkung des Effektes der Schräganblasung darf nicht vergessen werden, daß die Tragwirkung des Effektes vom Verhältnis der Größe des umströmten Flügelrandes zur Gesamtfläche abhängig ist. An Flügeln mit großem Seitenverhältnis ist am Flügelende der Effekt in gleicher Güte vorhanden wie bei niedrigem Seitenverhältnis. Das Abreißen der Strömung wird also nicht nur — wie in der amerikanischen Arbeit angegeben ist —■ bei niedrigen Seitenverhältnissen verzögert. Beim großen Seitenverhältnis ist es ganz einfach so, daß der Effekt als Auftrieb nicht merklich hervortritt, weil der schräge Flügelrand gegenüber der übrigen, gerade angeblasenen Flügelfläche sehr klein ist. Es ist daher nicht verwunderlich, beim Kreisflügel eine größere Tragwirkung bei hohen Anstellwinkeln vorzufinden. Die einfache Aufstellung der Werte des Flächenanteils der Halbkreisflügelenden (gemeint ist: Gesamtfläche abzüglich der zum Erzielen verschiedener Seitenverhältnisse zwischengeschalteten geraden Mittelstücke) ergibt ebenfalls eine beim Seitenverhältnis 1,8 steil ansteigende Kurve. Diese plötzlich stärker hervortretende Zunahme der anteiligen Flächengröße der Flügelränder erklärt in Verbindung mit den Erkenntnissen der Schräganblasung die Ursache des plötzlichen Ansteigens des Höchstauftriebes bei niedrigem Seitenverhältnis, unter Voraussetzung sehr hoher Anstellwinkel.

Die Erforschung des Effektes der Schräganblasung ist zur Zeit in Deutschland fast abgeschlossen. In meiner Werkstatt befinden sich vier Flügel verschiedener Größe vom Profil Göttingen Nr. 387, die mit Einrichtungen zur Messung der Druckverteilung versehen sind. An den Flügeln wird der Einfluß der Reynoldschen Zahl, der Profiländerung und des Seitenverhältnisses neben anderem untersucht. Abb. 1 zeigt einen der Flügel bei Messungen der Druckverteilung mit abgenommenem Querruder, im natürlichen Wind.

Man beschäftigte sich also in Deutschland früher und eingehender mit diesen Problemen als in Amerika. Auch Prof. Dr. Fritz Huth, der erste Erbauer eines Kreisflügelflugzeuges, hat gleich nach dem Erscheinen meiner Berichte über Schräganblasung erkannt und ausgesprochen, daß sein Kreisringflügel-Doppeldecker den Effekt der Schräganblasung ausgenutzt hat. Schon vor einigen Jahren hat Prof. Dr. Fritz Huth ein neues Modell seines Kreisringflügels ausgearbeitet, an welchem der Effekt der Schräganblasung bei Anwendung günstiger Seitenverhältnisse ausgenutzt werden soll.

Abb. 1. Messung der Druckverteilung im natürlichen Wind am naturgroßen Tragflügel ohne das Querruder. Abb. 2. Messung der Wirkung von Schlagflügeln im Wasser.

Bei dem Streben nach einer Verbesserung der Gleitzahl-Bestwerte am reinen Kreisflügelflugzeug darf man sich keinen allzugroßen Hoffnungen hingeben. Die Anwendung dünner Kreisflügel nach Vorschlag von A. Lippisch begünstigt die Ablösung der Strömung beim Fliegen unter großem Anstellwinkel.

Zum Erreichen des anzustrebenden Idealfalles, d. h. um es möglich zu machen, daß der Effekt der Schräganblasimg am vollständigsten für den Langsamflug ausgenutzt werden kann, ohne wie beim Kreisflügel die Gleitzahl-Bestwerte herabzumindern, muß man es den Vögeln gleichtun. Man muß also das Schlagflügelproblem lösen. Daß dieser Weg mit Hilfe der Schräganblasung beschreitbar ist, habe ich durch Versuche im Wasser in den letzten Monaten nachgewiesen. Nachfolgend berichte ich kurz darüber.

Abb. 2 zeigt ein Faltboot mit zwei Pinguin-Flossen an den Seiten, welchen durch Hebelübertragung von Hand eine auf- und niederschlagende Bewegung erteilt wird. Die Flossen 1 besitzen symmetrisches Profil und sind, unverdrehbar mit Anstellwinkel Null Grad in Fahrtrichtung liegend, an den Flügelarmen 2 befestigt. Flügelarme und Flossen sind also wie aus einem Stück und drehen sich nur um die Achsen 3, die ebenfalls in Fahrtrichtung liegen. Mit Hilfe des Auf-und Niederschlagens der Flügel im Wasser wurden bereits 800 km Strecke ohne merkliche Anstrengung zurückgelegt, wobei unabbhän-gig von Wind und Wellen eine Fahrtgeschwindigkeit von 6 km pro Stunde erzielt wurde.

Die neue Vortriebskraft kann nur durch Erzeugung der Schräganblasung mit Hilfe der Schlagbewegung gewonnen und erklärt werden. Die Flossen sind so eingestellt, daß beim Flügelschlag und bei Vorwärtsbewegung des Bootes der Höchstwert an Saugwirkung durch Schräganströmung der Flossen erzielt werden muß. Das Boot wird also nur durch Saugwirkung des Wassers vorwärts gezogen, da die Saugwirkung hauptsächlich an der Vorderkante der Flossen angreift. Damit ist aber die Möglichkeit einer Ausnutzung des Effektes der Schräganblasung oder, was gleichbedeutend ist, die Ausnutzung der Wirkung der dreidimensionalen Strömung bei Anwendung hoher Seitenverhältnisse erwiesen.

Berlin, 29. Mai 1934. Friedrich Budlg.

Nachstehende Zeilen sind als Ergänzung zur Aufsatzreihe von Ing. Lippisch über Auftriebsverteilungen gedacht. Beim Entwurf eines Tragwerkes wird die Kenntnis der Größe des induzierten Widerstandes nicht unwesentlich sein, um die einzelnen Faktoren Flugleistung, Flugeigenschaften und statisch günstige Formgebung richtig aufeinander abstimmen zu können. Wenn die Auftriebsverteilung bekannt ist, ist der induzierte Widerstand ohne große Schwierigkeiten zu finden, allerdings ist der Aufwand an Rechenarbeit nicht gering.

Nach der Prandtlschen Tragflügeltheorie errechnet sich der induzierte Widerstand als:

Ueber den induzierten Widerstand.

Hierbei ist

dA dx

= C* *x ϖ V" = Ca *x * Q

und -^7 = ainduziert der Winkel, um den die Strömung im Bereich des

W V

Flügels von der Anblasrichtung abgelenkt wurde (Abb. 1). Diesen Winkel finden wir am besten als Differenz zwischen dem geometrischen Anstellwinkel ax und dem tatsächlichen Anstellwinkel aeffektiV'-

wobei

induziert x effektiv

a = --—--

effektiv 2 T) JV ϖ t '

Durch Einführung dieser Größen in die erste Gleichung erhalten wir als Endformel:

r* + — i i \t (1>

^ = -r' \ b r* 'c^~-2^r\dx

Wenn uns nur der induzierte Widerstand für wenige Fluglagen interessiert, wird diese Formel genügen. Die Auswertung des Integrals erfolgt am besten durch Flächenmessung. Zu beachten ist, daß auch hier, wie bei allen theoretischen Ueberlegungen, die Winkel im Bogenmaß zu messen sind, und zwar nicht von der Profilsehne an, sondern von jener Richtung im Profil, für die der Auftrieb gleich Null ist. Bemerkenswert ist vielleicht noch, daß der Ausdruck innerhalb der eckigen Klammer die Verteilung des induzierten Widerstandes über die Spannweite darstellt.

Um tieferen Einblick in das Wesen des induzierten Widerstandes zu bekommen, muß man aber wieder den Einfluß des ebenen Flügels (Normalverteilung) von dem der Schränkung (Nullverteilung) trennen:

a = a 4- ac . .. .

x m 1 Schrankung

wobei _

a = fi. H

und

Ca tx (ca tx ) normal ~f~ (ca tx ) schränkung (et) , = C * C

x a x' normal x a

Hierbei ist ca der Gesamtauftriebsbeiwert, H eine Konstante, die sich durch Division bekannter ca-Werte durch dazugehörige, bekannte am-Werte bestimmen läßt.

Der Wert cx ist vom Gesamtauftriebsbeiwert nicht abhängig, wohl aber von x, und zwar ist er gleich den Werten der Normalverteilung (catx)norm für ca = 1.00.

Durch Einführung dieser Größen und einige Umformungen bekommen wir schließlich:

S = K, V + K2 ^ + K8 (2)

wobei

Cx (Ca * ^x) Schränkung 1 A

--0«Z--J dx

Schränkung

(2b)

2 V n ϖ tT J

Schränkung ^Schränkung

dx

<2c)

Diese Formel ist ziemlich umfangreich, so daß man bei der praktischen Durchführung einer Berechnung besser nach Gleichung (1) ebensoviel Punkte bestimmt, als unbekannte K-Werte da sind, und diese dann indirekt aus der Kurvengleichung (2) errechnet. Die Gleichungen 2a, 2b, 2c wurden nur angeführt, weil sie den Charakter der Kurve erkennen lassen und zeigen, daß Ki von der Schränkung unabhängig, K2 der Größe der Schränkung proportional und K3 dem Quadrat der Schränkung proportional ist.

Wir sehen also, daß die Kurve des induzierten Widerstandes für jeden Flügel eine Parabel ist, deren Scheitel aber im allgemeinen Fall nicht mehr im Nullpunkt liegt, sondern durch die Koordinaten

K„

"aScheitel

^Scheitel

2 K,

4 IC

■K.

gegeben ist.

Der Faktor Ki. der die Form (Krümmung) der Parabel bestimmt, ist nur vom Flügelumriß abhängig. Der kleinstmöglichste Wert, den er F

annehmen kann, ist —r§, d. i. für elliptischen Umriß. Man kann nun

K b2

allgemein ansetzen:

120

In dieser Form bedeutet <p das Verhältnis des induzierten Widerstandes des ebenen Flügels vom betreffenden Umriß zu dem des ebenen elliptischen Flügels. Da sich fast alle Arbeiten auf diesem Gebiet auf den ebenen Flügel beziehen, wird q> für nahezu alle in Frage kommenden Flügelformen in der einschlägigen Literatur zu finden sein. In Abb. 2 ist die Zahl <P für die reinen Trapezflügelformen angegeben. Man sieht, daß bei den gebräuchlichen Flügelformen der Einfluß des Umrisses an und für sich nicht besonders groß ist.

Die beiden Faktoren K2 und K3 sind außer vom Umriß auch noch von der Schränkung des Flügels abhängig. Wenn der Flügel eben ist, verschwinden sie, und die Parabel hat ihren Scheitel im Nullpunkt. Die Zahl K2 ist von der Schränkung nur linear abhängig und für die gebräuchlichen Flügelformen klein. Sie bewirkt die Verschiebung der Parabel nach abwärts oder aufwärts. Die Verschiebung kann aber höchstens so groß sein, daß die Parabel jene des induzierten Widerstandes des elliptischen, ebenen Flügels berührt. Unser Flügel ist dann auf elliptische Auftriebsverteilung geschränkt. Diese gilt dann aber

nur für den ca-Wert des Berührungspunktes. Um für andere ca-Werte elliptische Auftriebsverteilungen zu erreichen, müßte der Flügel wieder anders geschränkt werden.

Die Zahl K3 bewirkt eine Verschiebung der Parabel nach rechts. Da sie mit dem Quadrat der Schränkung wächst, treten mit zunehmender Schränkung bald ziemlich große Widerstandswerte auf, was insbesondere beim Flug mit geringen Auftriebsbeiwerten (Schnellflug) die Gleitzahl sehr verschlechtert. Hier heißt es nun bei starrer Schränkung, die richtige Kompromißlösung zu suchen, wobei man sich auch immer den Verwendungszweck vor Augen zu halten hat.

Zum Schlüsse möchte ich noch bemerken, daß die Durchführung dieser Rechnung verhältnismäßig viel Zeit beansprucht. Dies wird besonders dann unangenehm sein, wenn man beim Entwurf eitles Tragwerks mehrere Formen durchrechnet. Es wird also sicher Bedarf an Näherungsformeln oder Tabellen für die K-Werte vorhanden sein, zumal ja auch keine besonders große Genauigkeit erforderlich ist.

Windschutzverkleidungen für Jagdflugzeuge.

In den letzten Jahren hat man immer mehr die Notwendigkeit erkannt, um die Gefechtsfähigkeit der Besatzung zu erhöhen, die Räume von Führer und M-.G.-Schütze zu beheizen. Weiterhin wurden besonders die Zugluft, welche ermüdend wirkte, unangenehm emp-

E. Walzel, Akaflieg ASG, Graz.

funden. Zuerst wurden neben der vorderen Windschutzscheibe Seitenschutz- und Dachschutzscheiben angeordnet, Neuerdings ist man dazu übergegangen, auch den hinteren Teil durch Anordnung von Kapuzen-Schutzscheiben ver-

schließbar zu machen.

Nebenstehende Abbildung zeigt einen solchen Kapuze nver Schluß, wie er von den Westland Aircrafts Works zum Patent angemeldet worden ist. Vor Gefechtsbeginn können die gebogenen

segmentartigen Kampfstellung:, Windschutzscheibe nach hinten

Scheibenkapuzen- geklappt,

teile fächerartig schnell nach vorn geschoben werden. Eine andere Ausführung ist im Dache in der Mitte geteilt, nach beiden Seiten herunterschiebbar, so daß man mit dem Fallschirm leicht das Flugzeug verlassen kann.

DEUTSCHES FORSCHUNGSINSTITUT FÜR SEGELFLUG

(Institut des Deutschen Luftsportverbandes) Flugplatz Da rmstadt

Mitteilung Nr. 17 der Prüfstelle des DFS.*) „Ruderantriebshebel aus Holz."

Es wurde verschiedentlich festgestellt, daß durch unsachgemäßes Vernieten der Kupferrohrnieten die Enden der Ruderhebel gespalten wurden. Um diesen Fehler zu beheben, sind in Zukunft auf beiden Seiten unter das Kupferrohrniet Scheiben beizulegen.

Vorhandene Hebel können unverändert Verwendung finden. Es ist jedoch für laufende Prüfung und Ueberwachung der Hebelenden Sorge zu tragen.

„Steuerseilansehlüsse an Ruderhebeln durch Drahtnadeln."

Von sehr vielen Gruppen werden diese Drahtnadeln selbst hergestellt, die nicht als betriebssicher angesehen werden können.

Statt dieser Drahtnadeln sollen in Zukunft Blechlaschen als Anschlußorgan Verwendung finden. Ab 1. .10. 34 können Flugzeuge, deren Steuerseilanschlüsse mit Nadeln vorgenommen, nicht mehr zugelassen werden.

„Sicherheitsnadeln (Fokkernadeln) in Drehgelenken."

Sicherheits- bezw. Fokkernadeln sollen als Sicherungen für Drehgelenke keine Verwendung finden (Aug- und Gabelbolzen, Blechlaschen an Ruderhebeln usw.). Bolzen in Drehgelenken sind mit Unterlegscheiben und Splinten zu sichern.

Für alle Sicherungen, außer bei Drehgelenkbolzen, darf die Sicherheitsnadel statt des Splintes Verwendung finden.

„Seilklemmen in Steuerseilen."

Die Seilklemme ist nicht als gute Seilverbindung anzusehen und soll bis zum 1. 10. 34. auch in Gleit- und Segelflugzeugen keine Verwendung mehr finden.

Durch die Bauleiterkurse wurden für alle Ortsgruppen Männer im Spleißen ausgebildet, so daß keine Schwierigkeiten bei der Durchführung dieser Maßnahme entstehen werden. Seile, die mit Seilklemmen versehen waren, können, sofern sie nicht verlötet wurden, nachträglich gespleißt werden. Das Kürzerwerden der Seile kann durch verlängerte Blechlaschen in den Ruderhebeln ausgeglichen werden. Seilenden, die durch Seilklemmen verletzt wurden, sind auszuscheiden. „Werkstoffprüfung durch die Prüf stelle."

Da die Werkstoffprüfung durch die Prüfstelle des DFS kostenlos durchgeführt wird, müssen die Probestücke von den Gruppen in fertigem Zustand eingereicht werden. Die Probestücke müssen, besonders an der Meßstrecke, sauber und genau gearbeitet sein. Abmessungen und Zahl der Probestücke sind in den BVS festgelegt.

*) Vergl. d. früheren Veröffentlichungen: Mitteilungen Nr. 1—9 im „Flugsport" 1933, Nr. 24, S. 515—518; Nr. 9—14 in 1934, Nr. 1, S. 15—20; Nr. 15 in 1934, Nr. 3, S. 56; Nr. 16 in 1934, Nr. 6, S. 126—127.

Für die Prüfung der Druckfestigkeit von Holz sind nicht, wie im Rundschreiben Nr. 1 angegeben, Würfel von 30 mm Kantenlänge, sondern von 24 mm Kantenlänge einzureichen. Bei Blechen ist außer den Zerreißstäben ein Stück Blech von mindestens 150X60 mm mitzusenden.

19. 4. 34. Prüfstelle des DFS. gez. Jacobs, gez. Lippisch.

Mitteilung Nr. 18 der Prüistelle des DFS. „Gleitflugzeugmuster „Stamer-Lippisch-Zögling", „Hi I" und „Hi II".

Die Seitenruderbetätigung für die obengenannten Flugzeugmuster wurde in vielen Fällen nicht als durchgehender Fußhebel ausgeführt, sondern es wurden hierfür Pedale gewählt. Diese Anordnung muß geändert werden, da durch beidseitiges kräftiges Hineintreten in die Pedalen das Höhenleitwerk verdreht wird. Die Pedalen sind gegen einen durchgehenden Fußhebel auszuwechseln, wenn nicht durch eine andere Maßnahme (Durckstütze oder ähnliches) sicher verhindert wird, daß sich das Leitwerk und die Leitwerksrohre verbiegen können.

Unbedenklich ist die Verwendung von Pedalen, wenn bei den obengenannten Flugzeugmustern ein normaler „Zöglings"-Qitterschwanz verwendet wurde.

Flugzeuge, die den oben angeführten Mangel aufweisen, sind aus dem Flugbetrieb zu ziehen und erst nach Beseitigung des Fehlers wieder einzusetzen. Die Durchführung der Aenderung muß durch einen Bauprüfer nachgeprüft werden.

19. 4. 34 Prüfstelle des DFS. gez. Jacobs, gez. Lippisch.

Mitteilung Nr. 19 der Prüfstelle des DFS. „Richtlinien über die Wartung, den Kauf usw. von Startseilen, deren Beachtung eine höhere Lebensdauer der Seile erzielen." 1. Auswahl des Startseils. Für glattes Gelände: Mattgarnumspinnung; für rauhes Gelände: Spezialumspinnung,

Die Glanzgarnumspinnung kann auf Grund der Erfahrungen des letzten Jahres nicht mehr empfohlen werden.

Wenn die Mittel aufgebracht werden können, ist es ratsam, statt Startseilen mit 600 Fäden, solche mit 800 Fäden zu kaufen, da diese bei der Anfangsschulung verhältnismäßig geringer belastet werden und so eine größere Lebensdauer haben, als die 600er Seile. Startseile sollten nur mit Verlängerungsstricken bestellt werden. Durch das Angreifen der Umspinnung beim Ausziehen des Seils wird die Umspinnung verschoben und in der Nähe des Startringes zu stark gespannt. Bei späteren Starts bilden sich an diesen Stellen Knoten und das Seil wird frühzeitig zerreißen.

2. Lagerung.

Die Seile sollten in mäßig temperierten Räumen an dunkler Stelle der Länge nach, bodenfrei hängend, ausgelegt werden. Andauernde Sonnenbestrahlung schadet dem Seil mehr als große Kälte. Auf leichte Transportmöglichkeit der Seile ist zu achten. Es haben sich Seiltrommeln aus zwei Fahrradfelgen mit eingenieteten Zwischenstegen gut bewährt.

Nässe ist für Seile sehr schädlich und setzt die Lebensdauer herab. Naßgewordene Seile sollen der Länge nach, bodenfrei, zum Trocknen aufgehängt werden. Insbesondere Startseile nicht über Nacht im Gelände liegen lassen, da wie schon oben erwähnt, die Feuchtigkeit für Startseile sehr schädlich ist.

3. Handhabung.

Startseile sollen nicht überdehnt werden. Es genügt, für den normalen Start eine Dehnung bis zu 70%. Sog. Kavalier- oder überzogene Starts führen zu einem Uebereinanderschieben der Umspinnung. An dieser Stelle wird später das Seil anfangen zu reißen. Im sandigen Gelände dringt leicht Sand und Stauby namentlich wenn das Seil ausgezogen ist, ein. Nach Gebrauch ist das Seil zu dehnen und der Sand durch Schütteln zu entfernen. Startseile sollen nicht durch das Gelände geschleift, sie müssen getragen werden. Das Starten über Steilkanten führt ohne entsprechende Startbahn zu Verletzungen der Umspinnung. Startseile sollen nur zum Starten der Flugzeuge verwendet werden. Es ist falsch, sie zu Absperrungsmaßnahmen, zum Transport des Startwagens und zu anderen Zwecken zu verwenden. Nicht mit Flugzeugen, Transport- oder Kraftwagen über ausgelegte Startseile fahren, da die Gummifäden gequetscht werden und das Seil an dieser Stelle frühzeitig mürbe wird.

4. Reparatur.

Wenn sich ein Uebereinanderschieben der Umspinnung zeigt, so muß das Seil um 100% gedehnt werden — alsdann ist durch Verschieben der Umspinnung für eine gleichmäßige Verteilung derselben zu sorgen. Ist das Seil durch die Un-

ebenheit des Geländes verletzt, so ist diese Stelle durch Isolierband oder ähnliches abzubinden. Es ist wichtig, daß gerade die ersten Schäden sofort behoben werden. Liegt eine größere Strecke Gummi frei von der Umspinnung, so ist dieses Teil aus dem Seil herauszuschneiden. Die unbeschädigten Seilenden sind ans 250 bis 300 mm Länge nebeneinander zu legen und mit dünner Schnur fest zu umwickeln. Die einzelnen Schnurwindungen müssen eng nebeneinander liegen und fest angezogen werden. Sind bei einwandfreier Umspinnung durch Ueber-dehnung innerhalb des Seiles die Gummifäden gerissen, so ist diese Stelle entweder durch eine Schlaufe zu isolieren, oder die beschädigte Stelle ist herauszuschneiden und die Enden sachgemäß, wie oben angegeben, zu verbinden. Ist ein Seil so beschädigt, daß eine Reparatur durch die Gruppe nicht sachgemäß durchgeführt werden kann, ist es ratsam, das Seil der Lieferfirma einzusenden.

19. 4. 34 Prüfstelle des DFS. gez. Jacobs, gez. Lippisch.

An sämtliche Bauprüfer I. und II. Ordnung. Betrifft Prüfberichte und Zulassungsbescheinigungen.

Verschiedene Mißverständnisse geben Veranlassung, darauf hinzuweisen, daß nach den „Bauvorschriften für Gleit- und Segelflugzeuge" (BVS.) Bau Prüfungen nur im Auftrag des Landesgruppenbauprüfers durchgeführt werden dürfen. Als Prüfberichte und Zulassungsbescheinigungen sollen nur noch die neuen Formblätter verwendet werden. Diese sind für die Bauprüfer durch den Landesgruppenbauprüfer zu beziehen,

Formblätter gibt es folgende: Prüfberichte Blatt 1—4,

Zulassungsbescheinigungen für Gleit- und Segelflugzeuge, Zulassungsbescheinigungen für Auto- und Windenschleppgerät. Je ein ausgefülltes Formblatt der Prüfberichte und Zulassungsbescheinigungen sind an folgende Stellen zu verteilen:

1. an das DFS,

2. an den Landesgruppenbauprüfer,

3. an die Ortsgruppe,

4. z. H. des Bauprüfers.

Vorläufige Zulassungsdaten für folgende Gleit- und Segelflugzeuge.

Die Formblätter für das DFS müssen den Landesgruppenbauprüfern zugeleitet werden.

Für gewerbliche Herstellung von Gleit- und Segelflugzeugen gilt folgender Verteiler:

1. an das DFS,

2. an den Landesgruppenbauführer, der für die Gruppen zuständig ist,

3. an Gruppen, die das Flugzeug kaufen,

4. an den Hersteller des Flugzeuges,

5. z. H. des Bauprüfers.

Bauprüfer, die gewerblich hergestellte Gleit- und Segelflugzeuge abnehmen sollen, müssen vom DFS für diese Aufgabe bestätigt werden. Die Bauprüfungen werden dann unabhängig von der Landesgruppe im Auftrage des DFS durchgeführt. Sämtliche Formblätter werden durch die Beschaffungsstelle des DLV, Filiale Griesheim b. D., an die Landesgruppenbauprüfer abgegeben.

19. 4. 34 Prüfstelle des DFS. gez. Jacobs, gez. Lippisch.

An sämtliche Bauprüfer I. und II. Ordnung. Betrifft Zulassungsdaten für Gleit- und Segelflugzeuge.

In der Anlage ist eine Liste (S. 259) der vorläufigen Zulassungsdaten für die wesentlichsten Gleit- und Segelflugzeuge enthalten. Diese Liste ist als vorläufig zu betrachten, da sich noch einige Daten bei der weiteren Prüfung ändern können.

Bei der Zulassung der Gleit- und Segelflugzeuge zum Auto- und Windenschlepp ist vorsichtig vorzugehen. Besonders ist der Wartungszustand des Flugzeuges bei der Zulassung zu berücksichtigen. Bauprüfer II. Ordnung dürfen diese Prüfung und Zulassung nur mit besonderem Auftrag eines Bauprüfers I. Ordnung durchführen. 19. 4. 34 Prüfstelle des DFS. gez. Jacobs, gez. Lippisch.

FLUG

Inland.

Vom „Deutschlandflug 1934", 21. bis 24. Juni.

Der vom Deutschen Luftsport-Verband veranstaltete „Deutschlandflug 1934" sieht in seiner Ausschreibung gegenüber dem vorjährigen Wettbewerb insofern eine wesentliche Aenderung vor, als diesmal nur Flugzeuge in geschlossenem Verbände von 3 bis 7 Maschinen, Einzelnennungen überhaupt nicht zugelassen sind. Es ist Absicht des Veranstalters, durch diese Ausschreibungsbestimmung den Grundsatz des neuen Luftsports in die Tat umzusetzen, Gemeinschaftsleistungen, also Kameradschaft vor Einzelleistungen zu stellen. Trotz der Schwierigkeit des Fliegens im geschlossenen Verbände gegenüber dem Einzelflieger ist die Strecke des diesjährigen Wettbewerbes noch vergrößert worden. Trotzdem soll der Zweck des Wettbewerbes nicht Erreichung von Höchstleistungen sein, sondern eine Prüfung von Flugzeugen und Mannschaft. So sind auch für die Orter der einzelnen Flugzeuge besondere Aufgaben gestellt, die in die Auswertung des Wettbewerbes einbegriffen sind.

Flugzeuge, Führer und Beobachter sollen also in diesem Wettbewerb auf eine harte Probe gestellt werden.

Bis zum 20. 6., 15 Uhr, haben sämtliche Teilnehmer auf dem Ausgangspunkt des Wettbewerbes, dem Flughafen Berlin-Tempelhof ein» zutreffen. Alle Wettbewerbsflugzeuge werden auf dem Flughafen im Freien aufgestellt, das Verankerungsgerät und Abdeckplanen sind von den Wettbewerbsteilnehmern mitzubringen. Für die Unterbringung der Besatzungen und des Hilfspersonals wird in der Nähe des Flughafens Berlin-Tempelhof ein Gemeinschaftslager errichtet. Für jedes gemeldete Flugzeug können je 2 Mann Besatzung und 1 Mann Hilfs-

personal kostenlos Wohnung in diesem Lager erhalten. Um 17 Uhr findet auf dem Flughafen Tempelhof eine große Wettbewerberbesprechung statt, auf der der Führer des deutschen Luftsports, Präsident Loerzer, den Wettbewerbsteilnehmern die letzten Anweisungen zur Durchführung des Fluges erteilt. Die Wettbewerbsleitung liegt in den Händen des Vizepräsidenten des Deutschen Luftsport-Verbandes Baur de Betaz und des Leiters der Abteilung Wettbewerb Hübner. Am 21. 6., 3.15 Uhr, beginnt dann der große Streckenflug, der die teilnehmenden Flugzeuge über eine Strecke von insgesamt 4701 km führt. Die Strecke ist eingeteilt in 4 Tagesetappen, Ausgangspunkt und Landung der Flugzeuge an jedem Tage auf dem Flughafen Berlin-Tempelhof. Der 1. Streckenflugtag geht über Stettin — Danzig — Königsberg — Stolp — Greifswald nach Berlin, der 2. Streckenflugtag nach Schlesien über Görlitz — Neiße — Breslau — Guben zurück nach Berlin-Tempelhof, der 3. Streckenflugtag über Goslar—Oldenburg — Hamburg nach Flensburg und über Kiel — Schwerin zurück und der letzte am 24. 6. über Bayreuth — Reichenhall — Berchtesgaden — München — Bamberg — Berlin. Nach der Landung der Maschinen am 24. 6. abends findet der Wettbewerb seinen Abschluß.

Die bisher beim Präsidium des Deutschen Luftsport-Verbandes eingegangenen Meldungen sehen eine Teilnehmerzahl von insgesamt 120 Flugzeugen vor. Trotz der erheblich schwierigeren Bedingungen ist die Teilnehmerzahl gegenüber dem Vorjahre die gleiche geblieben.

50 100 150 200 250

Streckenkarte des

21.-24. JUNI

erster Flugtag zweiter » dritter »

® Landeplatz ® Wendemarke

— vierter

Mitteilung der Obersten Luftsportkommission (OL) Nr. 10.

Die Föderation Aeronautique Internationale (F. A. I.) hat folgende Leistungen als Internationale Rekorde anerkannt:

Amerika (USA) '■' Klasse C bis (Wasserflugzeuge)

Lt. Cdr. Knefler McGinnis, U. S. N. (1. Pilot), Cdr. Marc A. Mitscher (2. Pilot), Thomas P. Wilkinson, Charles S. Bolka und Glen C. Eddy (Besatzung) auf Ueberwachungs-Seeflugzeug 10-P-l, zwei Motoren Wr}ght „Cyclone" zu 650 PS, von; San Francisco-Bay, Kalifornien, nach der Insel Oahu, Pearl Harbour, Hawai, am 10.-11. Januar 1934:

Entfernung in gerader Linie: 3860,823 km Frauen-Rekorde:

Italien

Wasserleichtflugzeuge — 2. Kategorie (251—570 kg Leergewicht) Marquise Carina Negrone, auf Wasserflugzeug Breda 15, Motor Isotta Fraschini Asso 80, im Wasserflughafen „Bacino Mussolini" in Genua am 5. Mai 34

Höhe 5554 m.

(Dieser Rekord ist auch für die Klasse Cbis „Frauenrekorde" anerkannt worden.)

Die Akaflieg Stuttgart machte bei ihrem Pfingstflugbetrieb 5 C-Prüfungen5 5 amtliche C-Prüfungen, davon eine mit 24 Std. Gesamtzeit (Dietrich), einen 5 Std.-Flug (Benz), mehrere Flüge von über 2 Std. Dauer, einen Ueberlandflug von 30 km; Gesamtflugzeit mit 3 Maschinen über 30 Std. Am Abend des 22. 5. segelten Baur auf D-„Fledermaus", Dietrich auf D-,,Salamander" (Grünau Baby II) und Rapp auf D-„Württemberg" 20 Min. lang in geschlossener Kette über dem Hornberggelände.

Was gibt es sonst Neues?

Am Empire Airday wurden 3000 £ gesammelt, die dem Royal Air Force überwiesen wurden.

Wolf Hirth für London-Australien-Rennen gemeldet.

Chinesische Militär-Kommission wird demnächst eine Besichtigungsreise durch Europa machen.

Erste Raketenpost mit Zuckerrakete am 6. 6. von Dover nach Calais 40 km

(besondere Briefmarke „Rocket Post").

Ausland.

Fieseier Kunstflugmeister.

In dem am 9. und .10. Juni in Vincennes stattgefundenen Kunstfliegen um die europäische Kunstflugmeisterschaft wurde

1. Fieseier auf Fieseier F2 Tiger 360 PS, 645,5 Pkt., und erhielt 100 000 Frs. und den Kunstflugmeister-Pokal, Wert 20 000 Frs.,

2. Detroyat-Frankr. auf Morane-Saulnier „Jockey" 500 PS, 622,9 Pkt., 75 000 Frs.,

3. Achgelis auf Focke-Wulf „Stieglitz", 537,6 Pkt., 50 000 Frs.,

4. Nowak-Tschechosl., 431,8 Pkt., 25 000 Frs.,

5. Cavalli-Frankr., 361 Pkt., 15 000 Frs.,

6. Colombo-Ital., 348,8 Pkt., 10 000 Frs.,

7. d'Abreu-Port., 337,3 Pkt.,

8. Ambrus-TschechosL, 309 Pkt.,

9. Clarkson-Engl., 144 Pkt.

Der Portugiese d'Abreu stürzte nach den Kürflügen beim Uebergang vom Rückenflug zum Messerflug aus 25 m Höhe in der Mitte des Flugplatzes tödlich ab und verbrannte.

„Pan American Airways" hat für 10 Millionen M neue Flugzeugbestellungen herausgehen lassen. Darunter sind 24 Flugzeuge von vier verschiedenen Typen: sechs Sikorsky-Transatlantik-Flugzeuge, sechs Fairchild-Amphibien, sechs Douglas D. C.-2 und sechs Lockheed Electra. Das Fairchild Amphibien-Flugzeug ist ein freitragender Metall-Eindecker mit Verschwindfahrgestell und Kufe mit 645 PS Hornet-Motor, acht Fluggästen und zwei Mann Besatzung, Reisegeschwindigkeit 250 km/h.

Paris— New York in 38 Std. ,28 Min. von Codos und Rossi zurückgelegt. Start auf Bleriot Zappata mit 500 PS Hispano Suiza-Motor am 27. Mai in Paris. Landung nach 38 Std. 28 Min. auf dem Floyd Bennet Field bei New York. Nachdem es nicht gelungen war, bis San Diego durchzufliegen, wurde der Flug abgebrochen. Als Anerkennung für diese Leistung erhielt auf Vorschlag des französischen Luftministers Codos den Titel eines Commandeurs der Ehren-Legion und Rossi wurde zum Capitän befördert.

Türkische Luftflotte wird weitere Verstärkungen erhalten.

Mermoz auf franz. Atlantik-Postflugzeug „Arc-en-Ciel" hat jetzt zum viertenmal den Süd-Atlantik überflogen. Start in Saint-Louis am 27. Mai, Landung in Natal am selben Abend nach einem Flug von 15 Std. und 10 Min.

Der ll-Std.-25-Min.-Segelflug wurde am 22. Mai am Gaisberg bei Salzburg auf „Rhönadler" ausgeführt.

Die Flugtraining-Marine-Station der U. S. Navy in Pennsacola, Florida, hat von der Franklin Glider Company, Ypsylanty, Michigan, im ganzen sechs Gleitflugzeuge für Anfängerschulung bezogen. 50% der Anfängerschüler werden zunächst im Autoschlepp geschult.

Für ital. Luftflotte sind 1000 Millionen Lire von Mussolini angekündigt worden. Später wurde von dem ital. Luftministerium noch mitgeteilt, daß eine besondere Abteilung für den Stratosphärenflug eingerichtet werden soll.

Zum Airforce Display wird ein Bombenangriff auf ein Munitionslager, Welches von schwachen Luftstreitkräften verteidigt wird, vorgeführt. Zu diesem Zweck wird ein Magazin mit Explosivstoffen naturgetreu dargestellt. Es nehmen an dem Angriff teil 2 Geschwader Tagesbomber, 5 liandley Page Heyford und einige fünfsitzige Jagdflugzeuge.

Salmson 6-Zyl.-Reihenmotor macht z. Z. Versuchsläufe. Bekanntlich hat Salmson bisher nur Sternmotore gebaut. Dieser neue luftgekühlte Motor hat 128 mm Hub und 115 mm Bohrung, 7,97 1 Zylinderinhalt, Kompression 5,5:1. Leistung 180 PS, Drehzahl 2300. Gewicht 190 kg.

Eingesandt

(Ohne Verantwortung der Redaktion.) Erwiderung auf die Stellungnahme des Herrn Dr.-Ing. Ebert zu meinem Aufsatz „Das Problem des mühelosen Menschenfluges gelöst!**

Nicht unerwartet kamen mir solche Einwendungen. Aber ich hätte mehr Sachlichkeit und ruhige Ueberlegung erwartet. Doch will ich leidenschaftslos auf die Darlegungen des Herrn Ebert folgendes erwidern:

Zunächst könnte sich jeder von der grundsätzlichen Richtigkeit meiner sog. Differenztheorie überzeugen, wenn er im Freien oder im Windkanal die von mir angedeuteten Versuche macht.

Der erste Grundsatz, der in jedem aerodynamischen Lehrbuch steht, „daß es für die Ermittlung der Luftkräfte und Arbeitsleistungen gleich ist, ob die Luft sich gegen die Tragfläche bewegt oder umgekehrt", soll plötzlich beim Segelflug keine Geltung haben. Manche Hochschulprofessoren und Motorflugzeugkonstrukteure, welche sich mit meiner Sache beschäftigten (aber nicht alle), haben das vergessen, wenn sie mir immer mit dem Einwand kommen, daß im horizontalen Segelflug oder im horizontalen Gleitflug die Erdanziehung keine Arbeit leistet, weil der Schwerpunkt absolut nicht sinkt.

Denken wir an ein Motorflugzeug. Wenn ein Motor ein Flugzeug mit der Geschwindigkeit v (etwa 20 m/sek.) durch die Lüfte zieht, dann leistet der Motor die Arbeit W (Luftwiderstand) mal Weg je Sek., also W : v. Wenn während dessen nun eine entgegengesetzte Luftströmung mit der gleichen Geschwindigkeit v das Flugzeug in der Sekunde wieder um die 20 m zurücktreibt, so bleibt trotzdem die gleiche Leistung des Motors bestehen, trotzdem das Flugzeug, absolut betrachtet, stillsteht. Wo bleibt der Begriff „Arbeit ist Kraft mal Weg"? Weg kann also auch ein relativer Begriff sein.

Wenn nun ein Gleitflugzeug durch die Schwerkraft mit einer Vertikalge-schwincRgkeit vs (etwa 1,00 m/sek.), entsprechend dem Zug des Motors, herunter gezogen wird, so leistet die Erdanziehung wie der Motor die Arbeit Wi mal vs, wobei Wi der senkrecht nach oben gerichtete Luftwiderstand ist, sonst auch mit Auftrieb (Ai) bezeichnet, welcher die senkrechte Komponente der Normalluftkraft ist. Auch hier ändert sich an dieser Leistung nichts, wie beim Motorbeispiel, wenn unabhängig davon durch eine entgegengesetzte Luftbewegung (Aufwind) das Gleitflugzeug mit der Geschwindigkeit vs immer wieder hochgehoben wird, der Schwerpunkt also absolut nicht sinkt, in vertikaler Richtung also stillsteht, wie beim vorgenannten Beispiel das Motorflugzeug. Betrachten wir beim Gleitflug aber die Arbeit, welche die Erdanziehung in horizontaler Richtung der Gleitbahn leistet, indem sie das Flugzeug in der Gleitgeschwindigket vg vorwärtszieht, so leistet die Schwerkraft dabei die Arbeit Wg : vg, wobei Wg der Luftwiderstand in der Flugbahn ist, der bekanntlich alle schädlichen Widerstände enthält. Diese

Arbeit ist natürlich Q : vs, das ist Fluggewicht mal Sinkhöhe. Daran ändert sich nun auch nichts, wenn unabhängig hiervon während dessen eine andere Luftströmung oder eine andere Kraft auf das Flugzeug eine Hubwirkung senkrecht zur Gleitbahn ausübt. Die die Vorwärtsbewegung weiter aufrecht erhaltende Kraft bleibt also nach wie vor die Komponente der Schwerkraft (also des ganzen Fluggewichtes) bezogen auf die normale bisherige Gleitebene. Der kinetischen Energie wird dabei nichts entzogen. Beweis: Der horizontale oder steigende Seg elflug.

Wenn mir also gesagt wird, ich hätte von den einfachsten Naturgesetzen keine Ahnung, weil die Erdanziehung keine Arbeit leisten könnte, wenn das Flugzeug nicht sinkt, so ist das doch reichlich unüberlegt. Nur das Ergebnis der Bewegungen, welche durch die verschiedenen Arbeitsleistungen, und zwar derjenigen der Erdanziehung und der sonst noch auf das Flugzeug einwirkenden Kräfte, bzw. die Summe der Arbeitsleistungen ist eben wie bei der relativen horizontalen Vorwärtsbewegung des Motorflugzeuges so auch bei der relativen Sinkbewegung des horizontal fliegenden Segel- oder kombinierten Gleit- und Schwingenflugzeuges in vertikaler Beziehung gleich Null! Und wenn auch beim Segelflugzeug eine horizontale entgegengesetzte Luftströmung mit einer Geschwindigkeit gleich der Horizontalgleitgeschwindigkeit entgegenweht, so steht auch das Segelflugzeug in der Luft absolut still wie das Motorflugzeug, und trotzdem bleibt wie beim Motor die Arbeitsleistung der Erdanziehung, die sich als dauernde Auftriebkraft äußert, bestehen wie beim absolut sinkenden Gleitflug! Welche Kraft bewirkt also nun beim horizontalen Segelflug die „ständige Beschleunigung der Luftmassen nach unten" zur Energiegewinnung für den Auftrieb? Steckt sie vielleicht in dem geringen Aufwind, wie es auch Herr Professor Prandtl u. a. behauptet? Nein, das wäre ein Trugschluß!

Ich lasse nicht mit einer „Kraft ohne Weg" Arbeit vollbringen, wie Herr Ebert meint. In keinem Satz meiner Ausführungen setze ich mich mit einem Naturgesetz in Widerspruch.

Meine Gedankengänge muß ich aber noch durch folgendes ergänzen: Da es also gleich ist, ob sich die Luft gegen die Tragflächen bewegt oder umgekehrt, so ist es auch bezüglich der Kräftewirkung gleich, ob ein Aufwind sich gegen eine bewegende Tragfläche bewegt oder die Tragfläche (z. B. Schwungfläche) während eines Gleitfluges nach unten bewegt wird. Wenn also ein Aufwind von beispielsweise 80 cm/sek. genügt, um das gleitende Flugzeug um 80 cm zu heben, dann genügt auch eine senkrechte Abwärtsbewegung der Flächen von 80 cm/sek., falls alle Tragflächen des Flugzeuges so bewegt werden, für die gleiche Hubbewegung, — oder, wenn wie bei meinem System, nur etwa die Hälfte abwärtsbewegt werden, müßte eine entsprechend schnellere (etwa 100 cm/sek.) Abwärtsbewegung der Flächen erfolgen. Läßt sich aber durch solch geringe vertikale Bewegung 10 bis 12 kg/qm Luftdruck erzeugen? Wenn nicht noch eine von einer anderen Kraft hervorgerufene Bewegung hinzukäme? Nein!

Damit nun nicht jemand einwendet: Bei der eben erwähnten Abwärtsbewegung der im Gleitflug befindlichen Flächen müßte der ganze unter ihnen befindliche Luftdruck mit Menschenkraft überwunden werden" bemerke ich hier, daß bei meinem System der im normalen Gleitflug von der Schwerkraft unter den Tragflächen erzeugte Luftdruck von Federkräften aufgenommen wird, die so angeordnet sind, daß bei der Abwärtsbewegung der Schwungflächen bzw. zum Hub nur eine Art Gleichgewichtsverlegung nötig ist.

Welche Kraft bewirkt im Segelflug während der hebenden Wirkung des Aufwindes den Vortrieb? Kann eine aufwärts gerichtete Luftströmung von z. B. 80 cm/sek. allein einen Auftrieb von ca. 10 kg/qm Tragfläche erzeugen?

Ich hoffe hiermit nun klar und überzeugend genug gesprochen zu haben. Es wäre mir lieb, wenn ich von denjenigen, welche sich zusehr über meine „Anmaßung" entrüstet haben, eindeutige klare Antworten auf die Sätze erhielte, bei denen ich ein Fragezeichen gesetzt habe.

Ich behaupte also nach wie vor, daß es falsch ist, nach der Formel „Fluggewicht mal Sinkgeschwindigkeit" der heutigen reinen Segelflugzeuge beweisen zu wollen, daß ein müheloser Menschenflug für immer unmöglich ist, und daß dieser möglich wird durch die in Nr. 9, S. 79 und Nr. 7, S. 76 des „Flugsport" dargestellte Konstruktion, bei welcher die aufgewendete Arbeitsleistung zu 100% nutzbar wird. Ich nehme an, daß nur deswegen meine Ausführungen z. T. nicht verstanden sind, weil ein Teil der Leser sich nicht diese einfache Vorrichtung als

Verbesserung der Segelflugzeuge vorstellen kann, welche es, wie gesagt, ermöglicht, ohne die geringste Beeinträchtigung der von der Schwerkraft aufrecht erhaltenen Qleitgeschwindigkeit bei 100% Wirkungsgrad eine Hubkraft ähnlich derjenigen des Aufwindes auszuüben. Hans Mascow

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