Luftfahrt (Chronik und Geschichte) - Zeitschrift Flugsport Heft 3/1938

Illustrierte technische Zeitschrift und Anzeiger für das gesamte Flugwesen

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Nr. 3__2. Februar 1938_XXX. Jahrgang

Die nächste Nummer des „Flugsport^erscheint am 16. Februar 1938

Gedanken zur gesunden Weiterentwicklung.

Wenn keine Aufgaben gestellt werden, werden keine gelöst. Hierbei ist jedoch das wichtigste, welche Aufgaben sind zu stellen, und wer ist überhaupt in der Lage, eine solche Aufgabe zu stellen. Hier kann man unterscheiden zwischen Erfordernissen der Zeitentwicklung, wie Luftverkehr (hier kann man wieder unterscheiden: Erhöhung der Sicherheit, Erhöhung der Reichweite, Erhöhung der Geschwindigkeit und vieles andere mehr) und Aufgaben, die durch Gewalteinflüsse, wie Krieg und ähnliches hervorgerufen werden. Bei der hier zu stellenden Aufgabe ist die entgegenzusetzende Wirkung durch Neukonstruktionen von der Gegenwirkung des Gegners abhängig. Diese beiden vorgenannten Aufgaben sind dringende Aufgaben; diese können plötzlich gestellt werden.

Andere Aufgaben, die sich in der Erforschung von Nebengebieten in neuen Richtungen bewegen, müssen so gestellt sein, daß sie nach menschlichem Ermessen auf kürzestem Wege zum Ziele führen und dann aber, wenn sie gelöst sind, irgendeine praktische Bedeutung haben. Zu der einzelnen Aufgabenstellung als solcher gehört selbstverständlich neben der Beherrschung des jeweiligen Sondergebietes, ob Luftverkehr, ob militärisch, die nötige Fachkenntnis und Erfahrung in der Entwicklung auf ähnlichen Gebieten. Die Art der Aufgabenstellung wird unter allen Umständen ebenso wichtig sein wie die Lösung der Aufgaben, wenn sie in der bestmöglichen Weise gelöst werden sollen. Das heißt mit anderen Worten, es muß bei der Aufgabenstellung auch möglichst die einzuschlagende Richtung der Forschung und Entwicklung angedeutet werden. Es ist leichter, eine Aufgabe zu stellen, wenn die einzuschlagende Richtung gegeben ist. Bei der Mehrheit dieser zu stellenden Aufgaben wird das Richtunggebende meistenteils ein halber Blindflug sein, und um hier die richtige Richtung zu finden, gehört genau wie bei Blindflügen, wenn die Instrumente versagen, etwas, was man so schlechthin mit Instinkt bezeichnet, — das gerade zu erfassen und aufzugreifen, was im gegebenen Augenblick das Notwendige ist.

Wir überlassen es dem Leser, nun einmal in der Geschichte nach-

Diese Nummer enthält Patentsammlung Nr. 15 und NACA-Bericht-Sammlung Nr. 1.

zublättern: Wo sind Aufgaben gestellt worden, wo wurden diese Aufgaben gelöst, und wie wurden sie gelöst? Dabei ist es schon schwer, zu untersuchen: Wo waren die eigentlichen Aufgabensteller, wo kam die Uranregung her? Denn die meistenteils mit dem mit Erfolg verbundenen Preisausschreiben in Erinnerung Gebliebenen waren es meistens nicht, denn da lagen schon die Bedingungen für die Aufgabenstellung fest. Preisinstitutionen waren oft nur die Träger des Namens der zu lösenden Aufgabe.

Mit der Stellung der Aufgabe ist es nun nicht allein getan. Die Hauptsache ist, die zur Lösung der Aufgabe verfügbaren Kräfte so herauszusieben und für die Lösung der Aufgabe zu begeistern, sie fortgesetzt aufzurütteln und nicht erlahmen zu lassen, ferner darüber zu wachen, daß der zu lösenden Aufgabe ungünstig gesinnte Kräfte und Gifte, sollte man richtiger sagen, nicht entgegenwirken können, und daß auch untaugliche Kräfte, welche sich nur, um sich einen Namen zu machen, aus Eitelkeits- und gewinnsüchtigen Gründen herandrängen, von der Sache ferngehalten werden.

In dieser Hinsicht war es in früheren Zeiten manchmal nicht leicht, und Zeitschriften, die richtunggebend sein sollten und selbstlos an eine Arbeit herangingen, gab es kaum. Als beim Tiefstand der Entwicklung und sonstigen Zeitgeschehnissen die Zeitschriften keine Gewinne mehr abwarfen, stellten sie ihr Erscheinen ein, und die geschäftlichkalkulierenden Herausgeber betätigten sich auf nutzbringenderen Gebieten, um wieder bessere Zeiten abzuwarten. Eine solche Zeit scheint jetzt wieder angebrochen zu sein. —--Auch im Ausland wittert man Morgenluft. Aber alle diese Erscheinungen werden wieder verschwinden, wenn die Grashalme auf der grünen Fliegerwiese wieder dürrer wachsen. Dann wird wieder einmal soundsoviel Papier unnütz verdruckt und vieles Geld den Firmen aus der Tasche gelockt worden sein. — Hätte man es lieber der jungen aufstrebenden Jugend für den Modell- und Segelflugzeugbau oder als Beitrag für das Ingenieurstudium zur Verfügung gestellt!

Segelflugzeug „M. 22" für Leistungs- und Kunstflug.

Der freitragende Mitteldecker mit Knickflügel ist von Andreas Janeso und Andreas Szokolay konstruiert und von der Akaflieg Budapest gebaut. Die Maschine wurde im September 1937 fertiggestellt, im Thermiksegelflug und in allen Kunstflugfiguren erprobt und an den Aero-Club von Aegypten verkauft.

Beim Entwurf war das Ziel, mit geringer Spannweite gute Flugleistungen und eine hohe Steuerempfindlichkeit zu erreichen. Der frei-

Gelenk, jj^

tragende Flügel ist einholmig mit Knick ausgeführt. Das Mittelstück von gleichbleibender Tiefe besitzt das Profil Göttingen 535, vom Knick

Querruderverstellung für Langsamflug bei dem Leistungssegelflugzeug „M. 22".

Zeichg.: Akaflieg, Budapest

U

Leistungssegelflugzeug „M. 22" der Akaflieg Budapest. Man beachte das Fenster in der

Haube. Werkbild

ϖ ab geht es in das Endprofil NACA 99 über. Aufbau mit einem Kastenholm aus Oregonfichte, Sperrholznase und einem leichten Hilfsholm. Widerstandskräfte und Drehmoment werden durch eine starke Wurzelrippe und eine Schrägstrebe nach dem Rumpf geleitet. Die Befestigung der Flügel miteinander und am Rumpf geschieht durch zwei konische Bolzen. Die Querruder können im Fluge gleichsinnig ausgeschlagen werden. Zu diesem Zwecke wird das hintere Lager der waagerechten Steuerwelle durch einen besonderen Hebel mit Rasten gehoben oder gesenkt (s. Zeichnung). Durch diese Maßnahme kann die Fluglage der Maschine bei verschiedenen Geschwindigkeiten gleichgehalten werden.

Vom Bau der „M. 22". Links oben: Ein Holm vor dem Aufbringen der Stege, im Hintergrund der zweisitzige Tiefdecker „M. 19" im Bau. Links unten und rechts oben: Rumpf und Flügel im Rohbau. Rechts unten: Anschluß der Flügel am Rumpf, im Vordergrund die Querruderbetätigung mit den beiden senkrechten

Stoßstangen. Werkbilder

Der Führersitz ist mit einer doppelt gekrümmten Haube aus Plexiglas überdacht, die an einer Seite eine Belüftungsklappe aufweist. Kufe mit 9 Tennisbällen gefedert, am Rumpfende ein Schleifsporn aus Blattfedern. Für Schleppstart kann ein abwerfbares Fahrwerk an der Kufe befestigt werden.

Freitragendes Leitwerk, gedämpftes Höhenruder, Seitenruder mit Ausgleich.

Spannweite 15 m, Länge 5,7 m, Fläche 14,5 m2, Leergewicht 165 kg, Fluggewicht 250 kg, Flächenbelastung 17,2 kg/m2, Sinkgeschwindigkeit bei heruntergezogenen Querrudern 0,6 m/sec, Geschwindigkeit dabei 60 km/h, bei 115 km/h wurden mit hochgezogenen Querrudern 2 m/sec gemessen. Die beste Gleitzahl beträgt 1 : 27.

Leistungssegler „Pinguino G. P. 1".

Das Flugzeug wurde im zweiten Halbjahr 1937 von Studenten der Technischen Hochschule zu Mailand mit finanziellen Zuschüssen der Hochschule, des bekannten Vorkämpfers für den Segelflug in Italien, Vittorio Bonomi, und des Flugzeug-Industriellen Angelo Am-brosini gebaut. Der Entwurf der Maschine stammt von Garbell und Preti vom CW. (Centro Studi ed Esperienze per il Volo a Vela).

Der „Pinguino" ist als freitragender Mitteldecker mit Knickflügel ausgeführt. Einholmige Bauweise mit Sperrholznase. Profil bis zum Knick Göttingen 535, von hier aus linear in den Schnitt NACA 23012 übergehend. Am Flügel-Rumpf-Uebergang verläuft der Flügelschnitt G 535 in das Rumpfprofil NACA 0015. Große Querruder, doppelte Differentialsteuerung mit einem Verhältnis der Winkelausschläge 1 : 2,5. Die äußeren Hälften der geteilten Querruder werden stärker ausgeschlagen, wodurch eine bedeutende Verbesserung der Wirkung

Leistungssegler „Pinguino Q. P. 1". Das untere Bild zeigt den Flügel-Rumpf-Uebergang. Bilder: Qarbell

Leistungssegler „Pinguino G. P. 1".

Bild: Garbell

erzielt wird. Ein weiterer Vorteil besteht darin, daß bei Durchbiegung des Flügels kein Klemmen der Ruder eintritt. (Als älteres typisches Beispiel für diese Anordnung sei auf das russische Langstreckenflugzeug „Ant. 25" hingewiesen, dessen Querruder in je vier Einzelklappen unterteilt sind.) Zur willkürlichen Vergrößerung der Sinkgeschwindigkeit sind auf der Saugseite zwei CVV.-Störklappen angebracht, die nach Art der von der DFS. entwickelten Bremsklappen (s. „Flugsport" 1937, S. 350) kreisbogenförmig nach vorn ausgeschlagen werden und dabei einen Spalt zwischen Klappenunterkante und Flügelsaugseite freilassen.

Rumpf von ovalem Querschnitt, unten in eine Kante zusammengezogen. Bequemer Führersitz. Instrumente am Rumpf selbst befestigt, nicht an der Haube, damit diese nicht zu schwer wird und evtl. das schnelle Aussteigen bei Gefahr erschwert. Die Haube wird von einem DFS-Schnellverschluß gehalten. Der Ausklinkhebel betätigt gleichzeitig den in Italien vorgeschriebenen offenen Windenhaken und die DFS-Schleppkupplung. Freitragendes Leitwerk.

Spannweite 15,3 m, Länge 6,5 m, Fläche 15,2 m2, Flügelstreckung 1 : 15, Leergewicht 170 kg, Zuladung 80 kg, Fluggewicht 250 kg, Flächenbelastung 15,2 kg/m2, Bruchlastvielfaches im A-Fall 9, Mindestsinkgeschwindigkeit 0,69 m/sec, beste Gleitzahl 1 : 25,3.

Schul- und Uebungsflugzeug „NL XXI/37".

Die Flugzeugfabrik der Flughafenbetriebs-Gesellschaft Wiener-Neustadt (Chefkonstrukteur A. Lampich) bringt einen zweisitzigen Doppeldecker als Schulmaschine auf den Markt.

Gestaffelter und geschränkter Doppeldecker in Holzbau. Ober- und Unterflügel zweiteilig, gleiche Spannweite. Oberflügel mit Pfeilform. Rechteckiger Umriß mit abgerundeten Enden, zwei Kastenholme, Nase und Druckseite sperrholzbeplankt. Oberseite stoffbespannt. Schlitzquerruder mit Differentialsteuerung oben und unten, durch Profildrähte, miteinander gekuppelt. Oberflügel auf einem Baldachin aus 6 Streben und zwei Drähten gelagert, ein N-Stiel, Profildrahtverspan-nung in einer Ebene. Unterflügel am Rumpf angelenkt, Uebergang aus-

„NL XXI/37", Schul- und Uebungsflugzeug der Wiener-Neustädter Flughafen-

betriebsges. m. b. H. Werkbilder

gerundet. Hinterkante des Oberflügels in der Mitte halbkreisförmig ausgeschnitten, um Fallschirmabsprung auch aus dem vorderen Sitz zu ermöglichen.

Rumpf aus vier durchlaufenden Holzholmen und schrägen Spanten aufgebaut. Sperrholzbeplankung. Zwei offene Sitze hintereinander, Doppelsteuerung mit Knüppel, der im vorderen Sitz ausgebaut werden kann. Querruderantrieb durch Stoßstange und Torsionsrohr im Unterflügel, Höhen- und Seitensteuerung durch Stoßstangen und Seile. Der Rumpf läuft hinten in eine waagerechte Schneide aus, die gerundete Oberseite geht in die Kielflosse über.

Zweiteilige Höhenflosse, am Boden verstellbar, durchlaufendes Höhenruder mit im Fluge verstellbarer Trimmklappe. Seitenruder nur über dem Höhenleitwerk. Höhen- und Kielflosse auf jeder Seite durch einen Stiel gegeneinander verstrebt.

Kräftiges Dreibeinfahrwerk mit großer Arbeitsaufnahme. Niederdruckbereifung, Innenbackenbremsen. Schleifsporn.

Triebwerk: Hängender, luftgekühlter Vierzylinder von 80 bis 130 PS, z. B. Walter Minor 85/95 PS oder Walter Major bzw. Qipsy Major 120/130 PS. Brennstoffbehälter von 80 1 Inhalt im Rumpf.

Spannweite 8,4 m, Länge 7,5 m, Höhe 2,45 m, Fläche 16,4 m2,

Rüstgewicht 400 kg, Fluggewicht 680 kg (Gruppe S 4) bzw. 570 kg (K5). Flächenbelastung 41,5 (35) kg/m2, Leistungsbe-

Messerschmitt - Jagdein-sitzer nach dem Rekord-ϖ Aug von 611 km/h. Man erkennt unter der Haube die Blattlagerung der VDM-Verstellschraube.

Werkbild

PATENTSAMMLUNG

1938

des

Band VII

Nr. 15

Inhalt: 649 150; 654 113, 231, 694, 782, 832; 655 067, 172, 315, 359, 397, 497.

Flugwerk für Flugzeuge mit Kraftantrieb (Gr. 3—24).

UA Pat. 654 231 v. 11. 7. 34, veröff. 11. ° ^09 1. 38. Hamburger Flugzeugbau G. m. b. Ii. und Dr.-Ing. Richard Vogt, Hamburg.

Eohrförmiger Flngaeiigholm.

Patentanspruch : Rohrförmiger Flugzeugholm mit geringer Wandstärke in der neutralen Zone und größerer in der Druck- und Zugzone, dadurch gekennzeichnet, daß er aus zwei etwa halbkreisförmigen Schalen (d, d) zu-

sammengesetzt ist, die längs der neutralen Faser des Holmes (e, e) verschweißt sind.

U J Pat. 655 359 v. 24. 3. 36, veröff. 14. ° 1 02 1. 38. Francesco Tammeo, Turin,

Italien. Eindecker mit in senkrechter Eichtling in swei Halbfitigel zerlegbarem Flügel.

Patentansprüche:

1. Eindecker (Land- oder Wasserflugzeug) mit in senkrechter Richtung in zwei Halbflügel zerlegbarem Flügel zur Bildung eines Zweideckers, dadurch gekennzeichnet, daß die beiden übereinanderliegenden Halbflügel äußere, miteinander zwei steife Dreiecke bildende Tragteile haben, von denen das eine unterhalb des unteren Halbflügels, das andere oberhalb des oberen Halbflügels angeordnet ist und deren senkrechte Katheten dauernd in unmittelbarer Berührung mit den Rumpfseiten bleiben.

2. Flugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß in der Doppeldeckerflügelstellung die Verbindung zwischen den beiden Halbflügeln durch eine oder mehrere Streben erfolgt, die an dem einen Ende auf der Unterseite des oberen Halbflügels angelenkt und am anderen Ende auf der Oberseite des

unteren Halbflügels in Führungen oder Schlitzen des unteren Halbflügels geführt sind, so daß die Streben in der Eindeckerstellung waagerecht in Hohlräumen zwischen den Tragflächen der geschlossenen Flügel liegen.

3. Flugzeug nach den Ansprüchen 1 und 2, dessen oberer Halbflügel zum Uebergang vom Eindecker zum Zweidecker verstellt wird, dadurch gekennzeichnet, daß die äußeren, steife Dreiecke bildenden Tragteile des oberen Halbflügels am oberen Ende der kurzen Kathete miteinander durch eine Querstange derart verbunden sind, daß sie ein steifes System (bilden, wobei die kurzen Katheten der dreieckigen Tra'^teile an den Seiten des Flugzeugrumpfes geführt sind und in der Zweideckerstellung über den Rumpf hervorstehen.

Schwingen- und Schlagflugzeuge (Gr. 31—34).

K ^4 Pat- 649 150 v- 2- 8. 33, veröff. 23. v^** 12. 37. Hans Weirich, Berlin*).

Fl ug seng schwin gflügel.

Patentansprüche:

1. Flugzeugschwingflügel, um eine vor dem Druckmittelpunkt gelegene Achse drehbar, deren Anstellwinkel sich an den augenblicklichen Strömungszustand mittels sich bei Abwärtsbewegung spannender, bei Aufwärtsbewegung entspannender Glieder (Federn) anpaßt, nach Patent 610 023, dadurch gekennzeichnet, daß die Spannung der Spannglieder mit dem Federweg stärker als verhältnisgleich zunimmt.

2. Schwingflügel nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch eine Vereinigung mehrerer Spannglieder zu einer Spanneinheit in solcher Anordnung, daß, sie nacheinander in Wirkung treten.

3. Schwingflügel nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Spannglieder verschiedene Abstände von der Drehachse haben.

*) Von dem Patentsucher ist als der Erfinder angegeben worden: Dipl.-Ing. Karl Haenle, Berlin-Britz.

r A Pat. 654 832 v. 29. 3. 31, veröff. ^ 31. 12. 37. Albert Hirth AG. und Richard Weis, Stuttgart-Zuffenhausen.

Vorrichtung zum spielfreien Befestigen einer Luftschraube.

Patentansprüche: 1. Vorrichtung zum spielfreien Befestigen einer Luftschraube mit der Motor- oder Luftschraubenwelle mittels eines zentrierenden, gezahnten Nabenflansches, dadurch gekennzeichnet, daß der Nabenflansch (e), der keine eine zentrale Bohrung des Propellers bedingenden Befestigungsteile aufweist, außen einen Kranz von radialen, gleichmäßig sich verjüngenden

Zähnen (d) trägt, die mit entsprechenden, in den Propeller eingearbeiteten Zahnlücken in Eingriff stehen.

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch Zähne von keilförmigem Querschnitt und kreisbogenförmigem Scheitel.

3. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Befestigungsbolzen (k) mit Spielraum durch die Luftschraubennabe (a) hindurchfassen und deren Verlängerung (h) zur Befestigung des Nabenflansches auf der Antriebswelle dient.

r fi0I Pat. 655 397 v. 5. 9. 34, veröff. 14. ^ ^ 1. 38. Soc. An. Alfa Romeo, Mailand, Italien. Vorrichtung mim Verändern des Flügelanstellwinkels von Luftschrauben während des Betriebes.

Patentansprüche: 1. Vorrichtung zum Verändern des Flügelanstellwinkels von Luftschrauben während des Betriebes, bestehend aus einem in axialer Richtung geführten und durch Schraubengewinde verstellbaren Kranz, in welchem mittels eines Kugellagers der mit der Luft-

schraubennabe zusammen umlaufende und auf der Nabe längs verschiebbare Stellring für die Flügelverstellung gelagert ist, dadurch gekennzeichnet, daß der Kranz (e) an seinem äußeren Umfang mit einem Gewinde ausgestattet ist, welches in das Innengewinde einer der Luftschraubenwelle ebenfalls kranzartig umgebenden, gegen Axialverschiebung gesicherten, drehbar gelagerten Mutter (h) eingreift, deren Drehung durch eine in eine Außenverzahnung der Mutter eingreifende Schnecke (1) erfolgt.

2. Versteilvorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Gehäuse des Verstellgetriebes in ein Gehäuse eingeschlossen ist, welches in an sich bekannter Weise mit dem Gehäuse des Motors verbunden ist oder eine Einheit mit diesem bildet.

Triebwerk (Gruppe 12—15).

r 1 \>* Pat 654 694 v- 10- 6- 34> veröff. ^ 1 28. 12. 37. Fiat Societä Anonima, Turin, Italien. Einrichtung an Luftfahrzeugen mim Kühlen des Schmieröles und des Kühlwassers.

Patentanspruch: Einrichtung an Luftfahrzeugmotoren zum Kühlen des Schmieröles und des Kühlwassers mittels der den hohlwandigen Luftführungskanal und den im Inneren des Kanals eingebauten Wasserkühler durchströmenden Luft, dadurch gekennzeichnet, daß die Hohlräume der Kanalwand aus nebeneinanderliegenden Rohren (7) von angenähert rechteckigem Querschnitt bestehen, die in von Schmieröl nacheinander durchströmte Gruppen aufgeteilt sind.

r | *r Pat. 655 172 v. 10. 3. 36, veröff. C IO02 12.1. 38. Allgemeine Elektrizitätsgesellschaft, Berlin*). Einrichtung zum Niederschlagen des Strahlluft saugerabdampfes von Kondensatoren für dampfbetriebene Flugzeuge.

Patentansprüche :

1. Einrichtung zum Niederschlagen des Abdampfes von zur Erzeugung der Luftleere in einem Kondensator dienenden Dampfstrahlluftsaugern für Dampfkraftanlagen, die zum Antrieb von Flugzeugen dienen, dadurch gekennzeichnet, daß der dem Dampfstrahl-hiftsauger nachgeschaltete Oberflächenwärmeaustauscher mit einer Einrichtung versehen ist, die den Innendruck desselben in allen Höhenlagen gleichbleibend erhält.

2. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß ein von dem Unterschied zwischen dem

I

Normaldruck von einer Atmosphäre und dem in der betreffenden Höhenlage des Flugzeuges herrschenden äußeren Luftdruck beeinflußter Differenzdruckregler (1) vorgesehen ist, der auf ein in dem Luftabführungsrohr (g) des Wärmeaustauschers (c) vorgesehenes Drosselorgan (m) einwirkt.

*) Von dem Patentsucher ist als der Erfinder angegeben worden: Bruno Hoffmann, Berlin-Spandau.

«P I *Vit Pat 654 782 v- 24- 8- 30> veröff.

1 4j01 30. 12. 37. Walter Kidde & Company, Inc., New York, V. St. A. Fenerlösch-einrichtnng an Flugzeugen.

Patentanspruch: Feuerlöscheinrichtung an Flugzeugen mit einem zahlreiche Austrittsstellen für das Löschmittel enthaltenden Rohrsystem, gekennzeichnet durch die Verwendung für die außerhalb der Flugzeugverkleidung an der Stirnseite des Rumpfes oder rumpfähnlicher Körper angeordneten Motoren.

Sonstige Einrichtungen für Luftfahrt (Gruppe 24—32).

rOfi Pat. 654 113 v. 25. 1. 31, veröff. ^ 16. 12. 37. Allgemeine Elektrizitäts-Gesellschaft, Berlin. Vorrichtung zum Führen von Flugzeugen.

Eins der schwierigsten Probleme der Luftfahrt ist das Lenken von Luftfahrzeugen bei Nebel und Wolken. Die Schwierigkeit ist, zum Teil wenigstens, eine Folge der Tatsache, daß Lichter von der Erde her, wie die des Flughafens oder von Städten, im Nebel oder Wolken für das Auge nicht mehr genügend unterscheidbar sind oder, wenn sie noch unterscheidbar sind, doch nicht wegen der breiten Lichtstreuung dem Flugzeugführer als eine sichere Richtungsangabe dienen können, die ihn in die Lage setzt, das Flugzeug sicher an seinen Bestimmungsort und zur sicheren Landung zu bringen. Offensichtlich ist das Problem schwieriger bei Mondschein als bei Sternenlicht und praktisch unmöglich bei Tageslicht.

Die Erfindung bezieht sich nun im besonderen auf die Verwendung von photoelektrischen Zellen und moduliertem Licht zu dem genannten Zweck. Photoelektrische Zellen haben die Eigenschaft, große Empfindlichkeit gegen Licht zu besitzen.

Patentansprüche:

1. Einrichtung zur Bestimmung der Kursrichtung bzw. der relativen Entfernung von einem angesteuerten Ziel für Fahrzeuge, vorzugsweise Flugzeuge, insbesondere bei Dunst und Nebel, unter Verwendung modulierter Lichtstrahlen und strahlungsempfindlicher Vorrichtungen auf dem Fahrzeug, dadurch gekennzeichnet, daß die strahlungsempfindliche Vorrichtung derart ausgebildet ist, daß sie das vorzugsweise diffuse Licht in symmetrischer Anordnung von zwei Seiten des Fahrzeuges auffängt, trennscharf auf die normalerweise vorhandene oder zu diesem Zweck besonders vorgesehene Modulation ortsfester Lichtquellen, vorzugsweise von Stadt- und Flugplatzbeleuchtungsanlagen, abstimmbar ist und die unter der Einwirkung der Strahlung erzeugten Ströme bzw. Stromschwankungen einer Anzeigevorrichtung zuführt, welche einerseits die Richtung des Fahrzeuges gegenüber der ortsfesten Lichtquelle und anderseits die relative Entfernung des Fahrzeuges von dieser Lichtquelle bzw. die Entfernungsänderung gegenüber dieser Lichtquelle anzeigt.

2. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die photoelektrische Vorrichtung vorzugsweise über eine Verstärker- und Gleichrichteranordnung mit einer einzigen Vorrichtung derart in Verbindung steht, daß die in den Photozellen entstehenden Wechselstromkomponenten getrennt auf die Anzeigevorrichtung zur Einwirkung gelangen.

Pat. 655 067 v. 7. 1. 36, veröff. 1. 38. Paul Barringhaus, Hammerthal-Nord über Hattingen, Ruhr. Vorrichtung zum Starten und Schleppen von Segelflugzeugen.

Patentansprüche:

1. Vorrichtung zum Start und Schleppen von Segelflugzeugen mittels eines sich aufwickelnden Seiles, dadurch gekennzeichnet, daß in einem in einem Gestell (a) gelagerten Gehäuse (g) Spiralfedern (h) derart angeordnet sind, daß vermittels einer — vorzugsweise durch von Hand erfolgendes Ausfahren des Zugseiles (s) bewirkten — Drehbewegung des Gehäuses (g) die Federn (h) auf langem Wege gespannt werden und daß dem Gehäuse eine Festhalte- und Bremsvorrichtung (o) zur Einleitung der Startbewegung und Regelung der Startgeschwindigkeit zugeordnet ist.

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß eine Seilscheibe (k) mit dem Gehäuse (g) durch ein die Drehzahl der Seilscheibe vergrößerndes Getriebe verbunden ist.

3. Vorrichtung nach Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die getriebliche Verbindung zwi-

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sehen Gehäuse (g) und Seilscheibe (k) derart ausrückbar ist, daß ein Ausfahren des Seiles (s) ohne Drehung des Gehäuses (g) möglich ist.

4. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß dem Gehäuse zur Drehung von Hand ein zusätzliches Getriebe zugeordnet ist, welches mit einer vorzugsweise abnehmbaren Drehkurbel (u) versehen ist.

5. Vorrichtung nach Ansprüchen 1 und 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Seilscheibe (k) zur Prüfung der Abzugsgeschwindigkeit ein von der Seilscheibe angetriebener ausrückbarer Geschwindigkeitsmesser (p) zugeordnet ist.

6. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Gehäuse (g) samt Zubehör in einem mit Abstützmitteln (d) versehenen Fahrgestell (a, b) verlagert ist.

r07 Pat 655497 v- 23- 8- 36> veröff. tXi Ol 17 2 38 paul Barringhaus, Hammerthal Nord über Hattingen, Ruhr. Vorrichtung sinn Starten und Schleppen von Segelflugzeugen.

Patentansprüche:

1. Vorrichtung zum Starten und Schleppen von Segelflugzeugen nach Patent 655 067, dadurch gekennzeichnet, daß das die Spiralfedern (5) aufnehmende, vorzugsweise um eine waagerechte Achse (4) drehbare Gehäuse als Seiltrommel (3) ausgebildet ist.

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Achse (4) ein Gesperre (10) zugeordnet ist, welches die Achse (4) bei der das Spannen

fTg 1./

der Federn (5) bewirkenden Trommeldrehung festhält, eine Drehung der Achse (4) mit der Trommel (3) in entgegengesetzter Richtung nach erfolgter Entspannung der Federn aber gestattet.

3. Vorrichtung nach Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Achse (4) ein ausrückbares

Getriebe (12), vorzugsweise Schneckengetriebe, zugeordnet ist, welches ein Spannen der Federn (5) durch Drehung der Achse (4) in der von dem Gesperre (10) freigegebenen Richtung bei festgehaltener Trommel (3) ermöglicht.

4. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Trommel im Durchmesser abgestuft ist .

V Olcsx Pat 655 315 v. 18. 2. 33, veröff. ^ *A 01 13. 1. 38. Dr.-Ing. e. h. Dr. h. c.

Ernst Heinkel, Warnemünde. Bremseinrichtimg für Flug seil gab stoßbahnen.

Der Erfindung gemäß wird die Bremskraft bei solchen Abstoßbahnen, auf denen Flugzeuge mittelbar oder unmittelbar durch einen mittels gespannter Gase bewegten Kolben gestartet werden, selbsttätig durch Ueberströmkanäle geregelt, die das den Kolben treibende Druckmittel gegen Ende des Hubes in den auf der anderen Seite des Kolbens befindlichen Zylinderraum leiten. Diese erfindungsgemäße Bremsvorrichtung paßt sich selbsttätig allen Last- und Geschwindigkeitsverhältnissen an, da jeder Gasdruck- oder Füllungs-änderüng auf der Antriebsseite des Kolbens eine entsprechende Aenderung auf der Bremsseite gegenübersteht.

Patentansprüche:

1. Bremseinrichtung für Flugzeugabstoßbahnen, auf denen Flugzeuge mittelbar oder unmittelbar durch einen mittels gespannter Gase angetriebenen Kolben gestartet werden, gekennzeichnet durch Ueberströmkanäle, die das den Kolben treibende Druckmittel gegen Ende des Hubes in den auf der anderen Seite des Kolbens befindlichen Zylinderraums leiten.

2. Bremseinrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Ueberströmkanäle mehrere Kolbenlängen vor dem Ende des Bremsraumes in diesen einmünden.

3. Bremseinrichtung nach den Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen den Einmündungen der Ueberströmkanäle Entlüftungskanäle vom Arbeitszylinder ausgehen.

4. Bremseinrichtung nach den Ansprüchen 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß einstellbare Ueberdruck-ventile am Ende des Bremsraumes vorhanden sind.

5. Bremseinrichtung nach den Ansprüchen 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Ueberström- und Entlüftungskanäle der Länge nach an verschiedenen Stellen in den Arbeitszylinder einmünden.

6. Bremseinrichtung nach den Ansprüchen 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Ueberströmkanäle absperrbar sind.

Pat.-Samml. Nr. 15 wurde im „FLUGSPORT" XXX., Heft 3, am 2. 2. 1938 veröffentlicht.

lastung mit Walter Minor 7,2 (6,0) kg/PS, Höchstgeschwindigkeit 175 km/h, Landegeschwindigkeit 65—70 km/h, Steiggeschwindigkeit am Boden 3,5 m/sec, Anlauf 100 m, Auslauf 80 m.

Schul- und Uebungsflugzeug „Hanriot 230".

Der zweimotorige Hochdecker stellt eine einfachere Ausführung des Kampfmehrsitzers „Hanriot 220" dar, den wir auf S. 6 dieses Jahrganges besprochen haben. Die äußeren Abmessungen sind praktisch unverändert, das Einziehfahrwerk ist durch eine freitragende Einbeinkonstruktion ersetzt und an die Stelle der durchlaufenden Landeklappen sind einfache Spaltklappen im Mittelteil des Flügels getreten.

Schulflugzeug Hanriot ,,230k'

Werkbild

Der konstruktive Aufbau ist in verschiedenen Einzelheiten entsprechend den geringeren Anforderungen vereinfacht worden.

Schulterdeckerflügel in Trapezform, Vorderkante gerade. Metallbau, Stoffbespannung. Auf jeder Seite zwei parallele Streben vom Motor nach der Rumpfunterkante.

Ovaler Rumpf mit zwei hintereinanderliegenden, überdachten Sitzen. Hinterteil stoffbespannt. Einfache Leitwerke, verstrebt.

Hanriot-Schulflugzeug „230". Man beachte die V-förmig ausgeführten Flügelenden zur Verbesserung der Querstabilität, ferner den Kühlluftaustritt hinter der

Fahrwerksstrebe. Werkbilder

Freitragende Einbeinfahrwerke unter den Motoren. Räder verkleidet. Schleifsporn.

Triebwerk: zwei luftgekühlte Reihenmotoren Salmson „6 TE" von je 170 PS.

Spannweite 12,8 m, Länge 8,1 m, Höhe 3,55 m, Fläche 21,2 m2, Leergewicht 1450 kg, Fluggewicht als zweisitzige Schulmaschine 1850 kg, Flächenbelastung 87 kg/m2, Leistungsbelastung 5,4 kg/PS. Höchstgeschwindigkeit in 500 m Höhe 265 km/h, Landegeschw. 105 km/h, absolute Gipfelhöhe 6500 m, mit einem Motor 1750 m, Steigzeit auf 3000 m 14,5 min, Startstrecke bis 8 m Höhe 370 m. Auslauf aus 8 m Höhe 330 m.

Die Firma „Avia" Wytwornia Marzyn Precyzjnych in Warschau, von der vor längerer Zeit die Nachbaurechte für den Sternmotor Wright-„Whirlwind" erworben wurden, hat soeben die Erprobung ihrer ersten Eigenkonstruktion abgeschlossen. Der Vierzylinder „Avia 3" lief 200 Stunden mit 90% der Nennleistung und 4 Std. mit Höchstleistung.

Der Motor ist in der üblichen Reihenbauart mit vier hängenden Zylindern von 3 1 Gesamtinhalt ausgeführt. Die Stahlzylinder sind allseitig bearbeitet und werden zusammen mit den Leichtmetallköpfen durch vier lange Bolzen am Kurbelgehäuse gehalten.

Kolben Leichtmetall, drei Dichtringe, ein Oelabstreifring. Schwimmender Kolbenbolzen, durch Seegerringe gesichert. Pleuel aus Hidu-minium R. R. 50 geschmiedet. H-Querschnitt, geteilte Lagerstelle mit Weißmetallschalen. Oberes Ende ohne Büchse.

Vierfach gekröpfte Kurbelwelle aus Chromnickelstahl, in fünf Gleitlagern gehalten. Ein Hochschulter-Kugellager zur Aufnahme des Propellerschubes in beiden Richtungen.

Nockenwelle im Kurbelgehäuse, Antrieb der Ventile durch gekapselte Stoßstangen und Kipphebel. In jedem Zylinder ein Einlaß-und ein Auslaßventil. Sitze und Büchsen in dem Zylinderkopf eingeschrumpft.

Kurbelgehäuse aus einem Stück gegossen, oben durch einen leichten Deckel abgeschlossen. Am Hinterteil zwei Scintilla-„Vertex"-

Sportflugmotor Avia 3 60/64 PS.

(Hierzu Tafel I)

Magnete, ein Stromberg-Vergaser und Anschlüsse für Drehzahlmesser und Anlasser.

Bohrung 95 mm, Hub 105 mm, Hubraum 3 1, Verdichtung 5,3 : 1, Nennleistung 60 PS bei

2200 U/min,

Höchstleistung 64 PS bei 2450 U/min,

Brennstoffver-

brauch bei Nennleistung 240 g/PSh, Oktanzahl dabei

mindestens 63,

Polnischer Avia 3.

Werkbilder

Oelverbrauch 6 g/PSh, Trockengewicht ohne Zubehör 81 kg, Anlasser (Avia 4) 3,3 ke, Propellernabe 2,1 kg. Hubraumleistung 21,3 PS/1, Hubraumgewicht 27 kg/1, Einheitsgewicht 1,26 kg/ PS, mittlerer Druck bei Höchstleistung 7,8 atü.

Poln. Avia 3. 60/64 PS.

Werkbild

Graphische "Bestimmung der Querkraft und der Holmbiegemomente aus den vorgegebenen Lastverteilungen.

Von Dipl.-Ing. F. Krämer. Auf Grund vieler Anfragen über die „zweimalige Integration" („Flugsport" 1933, Seite 553) wird nachstehend das Verfahren mitgeteilt, das es auch dem mathematisch nicht Geschulten ermöglicht, durch einfache Ablesungen mit Hilfe eines Schemas, das durch ein Beispiel erläutert wird, Querkraft- und Biege-Beanspruchung eines Trägers aus der gegebenen Auftriebsverteilung zu bestimmen. A. Mathematische Grundlage. Dieses Verfahren beruht auf folgender statischer Grundgleichung, die den mathematischen Zusammenhang zwischen Belastung, Querkraft und Biegemoment ausdrückt:

dQ d2M

dx dx

Hierin bedeutet:

q = laufende Belastung eines Trägers (z. B. kg/m)

0 = Querkraft (z. B. kg) an irgendeiner Stelle des Trägers

M = Biegemoment (z. B. kgm)

an irgendeiner Stelle des Trägers x = laufende Koordinate in Richtung des Trägers (von der Gesamtlänge 1 m). Wird Gleichung I integriert, so ergibt sich:

f a n dM TT A

— I q dx = Q = -— .... IIa oder

dx

Q=-/q

dx

II

Integriert man diese Gleichung nochmals (oder Gleichung tes Mal), so erhält man:

em zwei-

ffq dx dx =Jq dx

M

lila oder

M

dx

Iii

Von Gleichung I ist in der Praxis nun gegeben: q als Auftriebs-verteilung über die Spannweite x des Tragflügels (siehe Abb. 1). Um hieraus Querkraft und Biegemoment zu erhalten, brauchen nur die Gleichungen II und III auf diese Auftriebsverteilung angewendet zu werden.

B. Berücksichtigung des Flügelgewichts.

Bevor die Integration der Auftriebsverteilung durchgeführt werden kann, ist der Anteil des Flügeleigengewichts von der Auftriebsverteilung abzuziehen. Es ist zu beachten, daß der Holm eines Flügels hur die Lasten zu tragen hat, die an dem Flügel mittels Anschlüssen

schränkten Flügel), wie das Beispiel zeigt, Querkraft und Biegemoment wohl liefern kann.

Ohne große Ablesegenauigkeit und nur mit Rechenschieberrechnung liefert diese Methode ein vollkommen genügend genaues Ergebnis, das mit sorgfältigem Aufzeichnen der Kurven und genauerem Ablesen noch wesentlich verbessert werden kann.

In Abb. 6 ist das Ergebnis der Integration für A-, E- und C-Fall aufgetragen.

Sollen nun aus dem Querkraftverlauf die Biegemomente bestimmt werden, so ist das soeben Gesagte sinngemäß, wie es Gleichung III zum Ausdruck bringt, auf die Querkraftkurve anzuwenden, d. h. man zerlegt die Fläche unter den Querkraftkurven jeweils in gleichbreite senkrechte Flächenstreifen, die mit der Breite A x (= 1 cm) und der Höhe Qx die Fläche (Qx-Ax) cm2 ergeben. Der Maßstabsfaktor m (66,6 mkg/cm2 in Abb. 6) liefert dann die Teilbiegemomente (Qx ϖ Ax- m) mkg, deren Summierung, von der Flügelspitze beginnend nach innen, den Momentenverlauf über die Spannweite liefert. Es wird hierzu die gleiche Tabelle benutzt, wie sie in Abb. 4 und 5 verwendet wurde und wie sie in Abb. 7 mit den für diesen Fall gültigen Dimensionen und dem Anfang des Beispiels für den C-Fall dargestellt ist.

D. Zusammenfassung.

Es wird eine graphische Methode erläutert, mit der aus der LastVerteilung über die Spannweite [q = f Gr)] durch einmalige Integra-

^ b

tion der Querkraftverlauf über die Spannweite [Q = f GO] und durch

b

nochmalige Integration der Momentverlauf [M = f )] erhalten wird.

Die Durchführung wird an dem Beispiel eines freitragenden Flügels erläutert.

Die Genauigkeit dieses Verfahrens ist sehr gut, es kann ohne Mühe ein Fehler von unter 1% eingehalten werden, der für technische Rechnungen als sehr gut anzusehen ist.

Bei der Anwendung des Verfahrens auf abgestützte Holme ist zu beachten, daß an der Stielanschlußstelle die lotrechte Komponente der Stielkraft in die Querkraft einzubezie-hen ist. Ihre Größe ist vorher durch Rechnung zu bestimmen.

*) Blomberger Holzindustrie B. Hausmann G. m. b. H.

Hochleistungssegelflugzeug:

„Minimoa". Die

Maschine, deren Leistungen ihr im

In- und Ausland den Ruf eines der besten heute vor-handenenLeistungs-segler einbrachten, zeigt durch den Uebergang zu einer doppelt gekrümmten Plexiglashaube ein neues Gesicht.

Werkbild

FLUG

Inland.

In der Luftwaffe hat der Führer mit Wirkung vom 1. 1. 38 befördert: Zu Generalmajoren die charakterisierten Generalmajore Mohr und Danckelmann, die Obersten von Kutzleben, Schmidt, Bogatsch, Bieneck, Andrae, Sattler. Zum Generalarzt den Oberstarzt Dr. Hippke. Ab 30. 1. 38 erhielt den Charakter als Generalleutnant Generalmajor Niehoff. Befördert zum Generalmajor wurde Oberst des Generalstabes Lob.

Arbeitstagung der NSFK.-Standarte 77 Darmstadt fand am 15. und 16. 1. 38, an der sämtliche Sturm- und Truppführer sowie Werkstattleiter und Segelfluglehrer teilnahmen, statt. Gruppenführer von Molitor umriß, indem er auf die seitherige Entwicklung einging, die großen Aufgaben des NSFK. in der Erfassung,

Oben: Das schwanzlose Segelflugzeug der Gebrüder Horten. Einige Aufnahmen der Maschine, die am diesjährigen Rhön-Wettbewerb teilnahm. Vergleiche hierzu „Flugsport" 1937, S. 416 und die Typenbeschreibung 1936, S. 143.

Bilder: Archiv Flugsport

Messerschmitt Me 109, der in Zürich 1937 siegreiche Jagdeinsitzer mit DB-600-

Motor und Verstellpropeller VDM. Werkbild. Freigegeben durch RLM Nr. 101401

Erziehung und Vorbildung des allein aus der HJ. kommenden fliegerischen Nachwuchses. Die Referate der Arbeitsgebiete Segelflug, Technik und Wehrsport zeigten den NSFK.-Führern klar die Wege zu diesem Ziel, der Luftwaffe einen Nachwuchs zu schaffen, der nicht nur fliegerisch fachlich vorgebildet, sondern auch charakterlich, geistig und seelisch so ertüchtigt ist, daß er den Waffendienst so zu leisten vermag, wie ihn die Luftwaffe verlangen muß.

13 Std. 59 Min. als intern. Segelflug-Rekord von der F. A. 1. anerkannt, Klasse D mehrsitzige Segelflugzeuge (2. Kategorie), Ernst Jachtmann, Segelflugzeug RM 4, Wenningstedt/Sylt, 26.-27. 11. 37.

Was gibt es sonst Neues?

Dr. Ernst Heinkel wurde vom Führer Titel Professor verliehen. Alfred Teves feierte am 27. 1. seinen 70. Geburtstag.

Südafrika kaufte 2 viermotorige Junkers Ju 90 für die „South African Airways".

Mayo-Composite-Flugzeug führte vor einigen Tagen den ersten Probeflug (ohne Ablösen des Tochterflugzeuges in der Luft) aus.

Ausland.

Royal Airforce Display, Hendon. Diese seit 1920 traditionell gewordenen militärischen Vorführungen sollen mit Rücksicht auf künftige Geheimhaltung nicht mehr stattfinden. Statt dessen sollen am Empire-Lufttag die im Betrieb befindlichen neuen Flugzeugtypen der britischen Luftwaffe gezeigt werden. Für den Fachmann bedeutet diese Mitteilung keine Ueberraschung, denn auf den letzten Displays wurde bereits nicht mehr viel gezeigt.

Tipsy „Bc", die Kabinen-Ausrüstung des Zweisitzers ,,B", den wir auf S. 314 dieses Jahrgangs besprochen haben. Brennstoffverbrauch bei 150 km/h Reisegeschwindigkeit 8 1/100 km.

Werkbild

Mr. Lloyd, Unterstaatssekretär des englischen Home Office, welcher am 19. 1. eintraf, um den deutschen Luftschutz zu studieren, wurde in Vertretung des Reichsministers der Luftfahrt und Oberbefehlshabers der Luftwaffe, Generaloberst Göring, von Staatssekretär der Luftfahrt General der Flieger Milch empfangen.

Langstreckenrekord für Landflugzeuge soll von vier in Formation fliegenden Bombentiefdeckern Vickers „Wellesley" der englischen Luftwaffe überboten werden. Jede der sonst als Zweisitzer gebauten Maschinen erhält drei Mann Besatzung und FT.-Ausrüstung. Der Flug soll in Richtung Australien unternommen werden und über etwa 13 000 km führen. Der gegenwärtig von Rußland gehaltene Rekord steht auf 10 148 km.

Mr. Charles Bruce-Gardner wurde zum besoldeten Chairman der Society der British Aircraft Constructors zum 1. 1. 38 gewählt. Seine Aufgabe besteht hauptsächlich darin, die Verbindung zwischen Air Ministry und Industrie aufrecht zu erhalten. Der frühere Chairmann Mr. F. Handley Page ist zum ehrenamtlichen Präsidenten der Gesellschaft ernannt.

Intern. Sternflug nach Hoggar. Veranst. Aeroklub von Algier und Aeroklub von Frankreich, 23. Dez. 37 bis 18. Jan. 38, wurde von Deutschland gewonnen. Erster wurde von der deutschen Besatzung Oberleutn. Götze und Ltn. v. Harnier auf Messerschmitt Muster BFW 108 „Taifun", Motor 240 PS Argus. Ministerialdirigent Mühlig-Hoffmann (Reichsluftfahrtministerium), Pilot seit 1911, steuerte den gleichen Typ und belegte den 5. Platz in der Gesamtwertung. Die dritte BFW 108 der NSFK-Gruppe Lufthansa beteiligte sich an dem Wettbewerb außer Konkurrenz. Die deutsche Besatzung Götze-v. Harnier brachte auch den Preis für den besten Zielabwurf im Rahmen des sportlichen Wettbewerbs an sich.

Die Streckenkarte zu dem Flug nach Hoggar haben wir bereits in „Flugsport" Nr. 1, S. 19, veröffentlicht. Der Flug der deutschen Maschinen führte von Berlin aus über Frankreich, Italien, Sizilien, Tunis, Algier, eine Strecke von mehr als 5000 km. Anschließend fand ein „Touristik-Wettbewerb", ein Wüstenrundflug von über 3500 km, statt. Die Strecke dieses Rundfluges führte von Algier zunächst bis Laghouat über die Ausläufer des Atlasgebirges, dann 800 km über die afrikanische Wüste bis In Salah und von hier aus über die Vorgebirge des Hoggar-Massivs nach Tamanrasset, 1500 m über Meeresspiegel. Der Rückflug führte auf der gleichen Strecke bis zum Oasenplatz El Golea und dann nach Nordosten abzweigend über Ouargla-Biskra wieder nach Algier. Auf der letzten Etappe Biskra-Algier war noch ein besonderer „Sportlicher Wettbewerb" zu bestreiten: Ein auf dieser Strecke ausgelegtes Sichtzeichen war ausfindig zu machen und eine mit genauer Eintragung zu versehende Karte in einem Meldebeutel an Ort und Stelle auf ein bestimmtes begrenztes Feld abzuwerfen.

Für das deutsche Flugwesen kann dieser Sieg im ersten internationalen Wettbewerb des Jahres 1938 als ein erfreulicher Auftakt angesehen werden. Die klimatischen Schwierigkeiten und die zeitweise sehr schlechten Wetterbedingungen auf dem Anflug nach Algier — namentlich über dem Mittelmeer — die sich den Teilnehmern auf dieser Gesamtflugstrecke von 9000 km in den Weg stellten, bildeten eine harte Probe für Flugzeuge und Besatzungen.

Diese 3 Maschinen trafen am 27. auf dem Flughafen Tempelhof ein, wo sie von Ministerialdirektor Fisch empfangen wurden.

Air France Transatiantique soll folgende Maschinen erhalten: je ein Flugboot Latecoere 521 und 522, ein viermotoriges Landflugzeug Farman 2231, ein Farman 2230 mit luftdichter Kabine, zwei weitere Hochdecker Farman 2230 in normaler Ausführung, ein 40-Tonnen-Flugboot CAMS 161, das zur Zeit im Bau ist. Projektiert sind ferner die Typen Latecoere 631 und Liore et Olivier 49.

Amiot 370 soll in Kürze in Nordafrika zu Rekordversuchen eingesetzt werden. Man hofft auf Grund von Versuchsflügen, bei denen über 500 km 455 und 483 km/h erreicht wurden, die Rekorde mit und ohne Nutzlast und mit 500, 1000 und 2000 kg Nutzlast über 2000 km und mit 2000 kg Nutzlast über 1000 km überbieten zu können. Die Bestleistungen werden von Italien mit einer Savoia-Marchetti „S. 79" mit 428 und 444 km'h gehalten.

Fokker G. 1 „Le Faucheur' erreichte im Sturzflug aus 3000 m 620 km/h. Die Landegeschwindigkeit bei Vollast beträgt rd. 120 km/h.

Südatlantikflug Rom—Rio de Janeiro, 24 Std. 20 Min, Am 24. Jan. 1938 starteten 3 italienische serienmäßige dreimotorige Militärflugzeuge Typ S. 79 in Inonia 7.22 h zur Ueberfliegung des Südatlantik. Diese 3 ital. Savoia-Marchetti-Flug-zeuge, „Grüne Mäuse" genannt, wurden von Bruno Mussolini, Oberst Biseo und

Caproni-Militär- und Reiseflugzeug Ca. 310 „Libeccio". Beschreibung s. 1937, S. 579. Reichweite mit 1150 kg Zuladung 1500 km. Höchstgeschw. mit 2X430 PS und 4150 kg Fluggewicht 360 km/h. Werkbüder

Hauptmann Moscatelli gesteuert. Der Flug führte von Rom über die Südspitze Sardiniens nach Bone an der algerischen Küste, über den Kleinen Atlas, quer über die Wüste Sahara nach der Küste von Französisch-Senegal und dann über den Südatlantik nach Natal an der Nordostgrenze Brasiliens und Rio. Das Geschwader meldete fortgesetzt seinen Standort, wobei sich schon herausstellte, daß die Reisegeschwindigkeit über 450 km/h betrug. Die beiden zuerst in Rio eintreffenden Flieger, Bruno Mussolini und Oberst Biseo, haben die Strecke von dem westafrikanischen Dakar bis Rio ohne die ursprünglich vorgesehene Zwh schenlandung in Natal zurückgelegt. Gesamtstrecke Rom—Rio 10 000, km, reine Flugzeit 24 Std. 20 Min. Hauptmann Moscatelli, welcher die dritte Maschine steuerte, mußte schon im ersten Drittel der Ozeanüberquerung wegen Motorschaden nur mit 2 Motoren fliegen und zurückbleiben und in Natal eine Zwischenlandung vornehmen, um den Motor nachzusehen.

Wir freuen uns in Deutschland besonders über diesen Erfolg und vor allerm daß auch die italienische Jugend mit dem jungen Bruno Mussolini in der Leistung den alten Piloten nicht nachsteht.

Samoan Clipper der Pan American Airways, ein viermotoriges Flugboot vom Typ „Sikorsky S. 42", verunglückte in der Südsee bei einem Probeflug zwischen Honolulu und Neuseeland. Nach einem Funkspruch setzte die Maschine wegen einer Störung in der Oelzufuhr eines Motors zur Wasserung an und beabsichtigte, vorher den Brennstoff, der für rd. 4800 km Flugstrecke ausreichen sollte, abzulassen, um das Aufsetzen zu erleichtern. Dabei entzündete sich offenbar der austretende Brennstoff. Teile des Flugzeuges wurden von einem Suchschiff in der Nähe von Pago Pago gefunden, ßei dem Unfall kamen sieben Mann Besatzung ums Leben, unter ihnen Capt. Musick, einer der erfahrensten Piloten der Pan American Airways.

Lockheed baut für den Konstruktionswettbewerb des U. S. Army Air Corps: ein Transportflugzeug mit zwei Hornet-Motoren von je 850 PS. Höchstgeschwindigkeit 400 km/h, Reisegeschwindigkeit 365 km/h, Reichweite 3600 km. Das Baumuster ist aus dem Verkehrsflugzeug „Lockheed 14" entwickelt. Die Firma, deren IVIaschine die besten Leistungen aufweist, erhält einen Auftrag über 100 Flugzeuge.

Großflugboot-Entwürfe forderte Pan American Airways von den Firmen Glenn Martin, Consolidated, Sikorsky, Boeing, Douglas, Curtiss-Wright, Lockheed und North American an. Bei einer Reisegeschwindigkeit von 320 km/h sollen 11 000 kg zahlende Last über 8000 km befördert werden. Die Maschinen sollen

Jagdeinsitzer Romeo „Ro 51". der auf dem Mailänder Salon 1937 zum ersten Male gezeigt wurde. Holzflügel mit Spaltklappen, Stahlrohrrumpf mit Blechbeplankung. Festes Fahrwerk. Motor: „Fiat A. 74 R. C. 38", 14 Zylinder in zwei Sternen, 840 PS in 3800 m Höhe. Spannweite 9,8 m, Höchstgeschwindigkeit etwa 500 km/h (vgl. „Flugsport" 1937, S. 580). Werkbild

Raum für 100 Fluggäste und 16 Mann Besatzung bieten. Das Vorprojekt muß bis zum 15. 3. 1938 ausgearbeitet sein. Es soll Leistungsangaben, Uebersichtszeich-nungen und den Preis für 3, 6 und 12 Flugzeuge enthalten. Als erwünschte Be-triebszustände sind anzusehen: 320 km/h am Boden, 380 km/h in 3000 m Höhe, 405 km/h in 4500 m Höhe, 440 km/h in 6000 m Höhe und 485 km/h in 7000 m Höhe. Nach Ueberprüfung der Vorschläge durch die Gesellschaft wird sie gegebenenfalls eingehendere Projekte gegen eine Vergütung von 35 000 Dollar ausarbeiten lassen.

Lockheed „XC-35", ein zweimotoriges Versuchsflugzeug für Höhenflüge mit luftdichter Kabine, erreichte mit zwei überladenen Wasp-Motoren über eine Strecke von 350 km eine Geschwindigkeit von 560 km/h. Flughöhe dabei 5800 bis 6400 m. Die Motoren sind mit Abgasturbinen der Bauart Moss ausgerüstet.

Amerikas Flugzeugindustrie lieferte in den ersten neun Monaten des Jahres 1937 2757 Flugzeuge, davon 484 für militärische Zwecke und 452 für die Ausfuhr. 1676 Eindeckern stehen 144 Doppeldecker gegenüber. Außerdem wurden in der gleichen Zeit 22 Segelflugzeuge gebaut.

Lockheed beschäftigt zur Zeit 1850 Mann. Weitere 500 Arbeiter sollen in Kürze eingestellt werden.

San Franzisko—Honolulu (4100 km) flogen am 20. 1. acht Consolidated-Flug-boote der amerikanischen Marine mit 200 km/h Reisedurchschnitt. Damit erhöht sich die Zahl der auf Hawai stationierten Flugzeuge auf 215.

1500 Continental-Leichtflugmotoren wurden von der Piper Aircraft Corpara-tion, die den Taylor „Cub" baut, in Auftrag gegeben.

1. Internat. Modellausstellung 12. bis 26. 2. in „Bon Marche", Bd. Botanique, Brüssel.

Die Segelfliegerei in Italien nimmt in neuester Zeit einen kräftigen Aufschwung. Wir berichteten bereits über die Schule in Asiago und brachten Baubeschreibungen der verschiedenen Neukonstruktionen. Das Zentrum der Segelflugentwicklung ist Mailand, wo das Centro Studi ed Esperienze per il Völo a Vela die Entwürfe ausarbeitet und wo die Musterflugzeuge teils von Studenten, teils von der Aeronautica Lombarda (früher Bonomi) gebaut werden.

Wir bringen einige Bilder, die uns von Segelflugfreunden aus Italien zugingen, ferner berichten wir auf S. 58 ff. dieses Heftes über eine weitere Neukonstruktion, .i

NACA Bericht-Sammlung

1938 des „Flugsport" Nr.l

Wir beginnen, mehrfachen Wünschen aus unserem Leserkreise nachkommend, mit einer Inhaltsangabe von Berichten des National Advisory Committee for Aeronautics (N. A. C. A.). Die Besprechung enthält neben dem Originaltitel der Arbeit, der freien Uebersetzung davon, dem Verfasser und dem Preis eine kurze Zusammenfassung des Inhalts. Dabei ist auf frühere Veröffentlichungen im „Flugsport", in denen NACA-Berichte auszugsweise wiedergegeben oder verarbeitet sind, hingewiesen. Wir werden auch in Zukunft Berichte von besonderem Interesse ausführlicher behandeln und die Ergebnisse der Untersuchungen in der „Profilsammlung" oder in selbständigen Aufsätzen wiedergeben.

Bis zum Jahre 1935 enthält die NACA-Bericht-Sammlung nur Untersuchungen von besonderem Interesse, ab 1936 werden alle veröffentlichten Berichte besprochen. Die von dem National Advisory Committee for Aeronautics herausgegebenen Reports behandeln in 21 Unterabteilungen: Aerodynamik, Flügelprofile und Flügel, Untersuchungen an Flugzeugen in natürlicher Größe, Modelluntersuchungen an Flugzeugen, Luftschiffe, Flugmotoren und Zubehör, Brennstoffe, Gase, Hubschrauber, Hydrodynamik, Instrumente, Werkstoffe, Meteorologie, Verschiedenes, Fallschirme, Luftschrauben, Umlaufflügel, Wasserflugzeuge, Stabilität und Steuerung, Festigkeit, Windkanäle und Laboratorien.

Das Advisory Committee gibt von Zeit zu Zeit Listen über die erschienenen Berichte heraus, welche vom Superintendent of Documents, Government Printing Office, Washington, D. C, zu erhalten sind, und in welchen auch die Preise der einzelnen Reports angegeben sind.

Die Reports können auch im Abonnement, beginnend mit der Nummer 508, von dem Superintendent of Documents bezogen werden. Preis pro Jahr für das Ausland $ 4,25.

Zahlungen sind in Schecks auf eine amerikanische Bank zu leisten und der Bestellung beizufügen. Briefmarken und ausländische Währung werden nicht angenommen.

Als Einheiten für Länge, Zeit und Kraft werden im metrischen Maßsystem das Meter, die Sekunde, das Kilogramm, im englischen System der Fuß (oder die Meile), die Sekunde (oder die Stunde) und das Pound benutzt. Die Leistung wird in PS bzw. in Horsepower gemessen und für die Geschwindigkeit werden die Einheiten km/h (oder m/sec) und Meilen pro Stunde (Fuß pro Sekunde) verwendet.

Für die Umrechnung von metrischen in englische Einheiten und umgekehrt dient die folgende Tabelle, aus der alle übrigen Dimensionen abgeleitet werden können:

1 hp (Horse-Power) z= 76,04 mkg/sec = 550 ft-lb/sec

1 m. p. h. (Meile pro Stunde) = 0,4470 m/sec

1 m/sec = 2,2369 m. p. h

1 lb (pound) = 0,4536 kg

1 kg = 2,2046 lb

1 mi = 1609,35 m = 5280 ft

1 m = 3,2808 ft.

Tests of Thirteen Navy Type Model Propellers. (Versuche an 13 Modellpropellern des Marine-Typs).

W. F. Durand. Report Nr. 237, 1926, Preis: 10 Cents.

Die Versuche wurden an Holzluftschrauben von 0,9 m Durchmesser und Steigungsverhältnissen H/D zwischen 0,5 und 1,1 durchgeführt. Wiedergegeben ist Wirkungsgrad, Schubbeiwert und Drehwert für verschiedene Blattbreiten und Profildicken bei einer in der Praxis bewährten Schraubenform.

Füll Scale Tests on a Thin Metal Propeller at Various Tip Speeds. (Großversuche an einem dünnen Metallpropeller bei verschiedenen Spitzengeschwindigkeiten).

F. E. Weick. Rep. Nr. 302, 1929, 10 Cents.

Eine zweiflügelige Metallschraube wurde am Flugzeug (Motor 180 PS) im Windkanal bei Umfangsgeschwindigkeiten von 183 bis 305 m/sec untersucht. Der Einfluß der Spitzengeschwindigkeit auf Gesamtwirkungsgrad, Schubbeiwert und Drehwert ist vernachlässigbar gering. (Vgl. hierzu Rep. Nr. 375 auf S. 2, in dem über Messungen bei höheren Geschwindigkeiten berichtet ist.)

Aerodynamic Theory and Test of Strut Forms. (Aerodynamische Theorie und Untersuchung von Streben formen). R. H. Smith. Rep. Nr. 311, 1929.

Enthält einen Vergleich zwischen errechneten und gemessenen Werten für Druckverteilung und Widerstandsbeiwert an Profilstreben. Die Differenz zwischen Rechnung und Versuch beträgt für cw bei einer Strebe von der Form „U. S. Navy Nr. 2" 6—10%.

Tests of Five Metal Model Propellers with Various Pitch Distributions in a Free Wind Stream and in Combination with a Model VE-7 Fuselage. (Versuche an 5 Modell-Metall-propellern mit verschiedener Steignn gsverteilnng in Freifahrt und am Modell eines VE- 7-Rumpfes).

E. P. Lesley u. E. G. Reid. Rep. Nr. 326, 1929, 15 Cents.

Die Luftschrauben von rd. 0,9 m Durchmesser und einer mittleren Steigung H/D=0,7 erhielten verschiedene Blattschränkung, um festzustellen, welchen Einfluß auf Wirkungsgrad, Schubbeiwert und Drehwert eine ungleichförmige Verteilung des wirksamen Anstellwinkels über dem Halbmesser ausübt. Die Messungen zeigen, daß der Verlust an Wirkungsgrad beim Uebergang von der Freistrahlschraube zur Schraube vor dem Rumpf durch eine der achsialen Geschwindigkeitsverteilung in der Nähe des Rumpf es angepaßte Steigungsverteilung wesentlich vermindert werden kann.

Füll Scale Wind Tunnel Tests on Several Metal Propellers Having Different Blade Forms. (Großversuche im Windkanal an mehreren Metallpropellern mit verschiedener Blattform).

F. E.Weick. Rep. Nr. 340, 1929, 10 Cents. Die Messungen an fünf Luftschrauben ergaben, daß der Einfluß der Blattform auf den Wirkungsgrad sehr gering ist, daß die Schraube mit dem dünnsten Profil den besten Wirkungsgrad erreicht, und daß man zweckmäßig die Steigung nach der Nabe zu abnehmen läßt.

Aerodynamic Theory and Test of Strut Forms-II. (Aerodynamische Theorie und Untersuchung von Streben formen, Teil II).

R. H. Smith. Rep. Nr. 335, 1929.

Vergleich zwischen errechneten und gemessenen Werten für Widerstand und Druckverteilung an drei amerikanischen, einem deutschen und einem englischen Strebenprofil.

Füll Scale Wind Tunnel Tests of a Propeller with the Diameter Changed by Cutting off the Blade Tips. (Großversuche im Windkanal an einem Propeller,^dessen Durchmesser durch Abschneiden der Spitzen verändert wurde).

D. H. Wood. Rep. Nr. 351, 1930, 15 Cents.

Ein Metallpropeller wurde bei vier Blatteinstellungen vor einem Rumpf mit wassergekühltem Motor untersucht. Der Durchmesser wurde in vier Abstufungen von 3 m auf 2,4 m verkleinert. Der Verkürzung um 20 % entsprach eine Verringerung des höchsten Wirkungsgrades von rd. 6 %. Infolge der völligeren Blattform nimmt der Schubbeiwert (bezogen auf den neuen Durchmesser) um 30—50 %, der Drehwert um 56—60 % zu.

Full-Scale Tests of Metal Propellers at High Tip Speeds. (Großversuche an Metallpropellern mit hohen Spitzengeschwindigkeiten).

D. H. Wood. Rep. Nr. 375, 1931, 10 Cents.

10 Metallpropeller mit einem Steigungsverhältnis H/D zwischen 0,3 und 0,4 wurden bis zu 412 m/sec Umfangsgeschwindigkeit untersucht. Bis rd. 305 m/sec bleibt der Wirkungsgrad ungeändert, darüber nimmt er stetig ab, und zwar bei je 30 m/sec Geschwindigkeitserhöhung um 10%. Bei ausgesprochen dünnen Spitzenprofilen tritt der Abfall erst bei etwas höheren Geschwindigkeiten auf.

Comparison of Full-Scale Propellers Having R.A.F.-6 and Clark Y Airfoil Sections. (Vei

gleich zwischen Propellern natürlicher Größe mit den Flu gel schnitten R. A.F.-6 und Clark Y)

H. B. Freeman. Rep. Nr. 378, 1931, 10 Cents.

Sechs Luftschrauben mit Blattdicken (im äußeren Bereich) von 6, 8 und 10 % der Tiefe, drei davon mit Profil Clark Y und drei mit R.A.F.-6, wurden bei vier Blatteinstellungen untersucht. R.A.F.-6 besitzt eine heruntergezogene Nase mit kleinem Radius und eine völlige Dickenverteilung. Bei niedriger Steigung ist Clark Y überlegen, der Wirkungsgrad nimmt mit der Blattdicke zu, während er bei R.A.F.-6 langsam abnimmt. Bei höherer Steigung sind die beiden Profile hinsichtlich des Höchstwirkungsgrades etwa gleichwertig, R.A.F.-6 gibt jedoch bei kleinerem Fortschrittsgrad (Steigen und Start) bessere Werte.

The Effect of Small Angles of Yaw and Pitch on the Characteristics of Airplane Propellers. (Der Einfluß kleiner Gier- und Stampfwinkel auf das Verhalten von Flugzeugpropellern).

H. B. Freeman. Rep. Nr. 389, 1931, 10 Cents.

Ein Propeller von 1,2 m Durchmesser wurde vor einem nackten Rumpf und vor einer Motorgondel, die einmal über, einmal vor einem Flügel angebracht war, bei zwei Blatteinstellungen und Anstellwinkeln der Achse zwischen — 5 und + 15° untersucht. Vor dem Rumpf allein nimmt der Höchstwirkungsgrad bei 15° Neigung um 5%, vor der Flügel-Motor-Kombination um 15 % ab.

The Characteristies of a Clark Y Wing Model Equipped with Several Forms of Low-Drag Fixed Slots. (Das Verhalten eines Clark-Y- Modell fing eis mit mehreren Formen eines festen Schlitzflügels von geringem Widerstand).

F. E. Weick und C. J. Wenzinger. Rep. Nr. 407, 1932, 10 Cents.

Ziel der Untersuchung war die Schaffung einer Spaltflügelanordnung, bei der trotz dauernd ausgefahrenen Hilfsflügels brauchbare Widerstandsbeiwerte im unteren Anstellwinkelbereich vorhanden sind. Die beste Ausführung ergab eine Erhöhung v. camax um 35 % (1,75), eine Zunahme des Abreißwinkels um 9° (24°) und eine Erhöhung des Kleinstwiderstandes um 53 % (0,0229) gegenüber dem glatten Flügel und um 39 % gegenüber einer Fläche mit eingefahrenem Hilfsflügel.

Measurement of the Differential Thrust and Torque of Six Full-Scale Adjustable-Pitch Propellers. (Messungen der Verteilung von Schub und Drehmoment über dem Radius und der Gesamtgröße von Schub und Drehmoment an sechs natargroßen Einstellpropellern).

G. W. Stickle. Rep. Nr. 421, 1932, 10 Cents. Mit einer Reihe von Stauröhrchen wurde

der Propellerstrahl nach Größe und Richtung der Geschwindigkeit vermessen. Durch Integration der Komponenten in achsialer und tangentialer Richtung wurden Schubbeiwert und Drehwert der ganzen Schraube ermittelt. Die so gefundenen Werte stimmen bis auf einen konstanten Faktor, der die Erhöhung des Rumpfwiderstandes durch den Strahl und den Widerstand der Nabe einschließt, mit den aus Leistungs- und Kraftmessung ermittelten Daten überein.

The Calculation of Take-Off Run. (Die Berechnung der Startstrecke). W. S. Diehl. Rep. Nr. 450, 1932, 5 Cents.

Die entwickelte Ableitung beruht auf der Annahme, daß die Beschleunigungskraft linear mit zunehmender Geschwindigkeit abfällt. Es werden Anleitungen zur Bestimmung der einzelnen in der Formel benutzten Ausdrücke gegeben.

The Characteristies of 78 Related Airfoil Sections from Tests in the Variable-Density Wind Tunnel. (Beiwerte von 78 verwandten Flügelschnitten, aus Versuchen im Überdruck-Kanal abgeleitet).

E. N. Jacobs, K. E. Ward und R. M. Pinkerton. Rep. Nr. 460, 1933, 15 Cents.

Bei einer Reynoldszahl von rd. 3 200 000 wurden 68 Profile mit einheitlicher Dickenverteilung über der Flügeltiefe und 10 Schnitte mit verschiedenen Variationen gegenüber der Standard-Stromlinie untersucht. Die 78 Profile weisen eine Dicke von 6 bis 21 %, eine größte Wölbung von 0 bis 6 % und eine Rücklage der größten Wölbung

zwischen 20 und 70 % der Flügeltiefe auf. Für jeden Schnitt sind die Versuchswerte für eine Streckung von 1 : 6 und Anstellwinkel, Profilwiderstand und Momentenbei-wert für unendliche Spannweite wiedergegeben. In zahlreichen Schaubildern sind die Einflüsse von Dicke, Wölbung und Lage der größten Wölbung auf Höchstauftrieb (ohne Landehilfe), Kleinstwiderstand, Null auf triebs-richtung, Neigung der Auftriebsgeraden, Gleitzahl und Momentenbeiwert dargelegt. Ein großer Teil der Ergebnisse ist im „Flugsport" 1935, Hefte 1, 6 und 9 (Profilsammlung Nr. 9, 10 und 1.1) wiedergegeben.

Tests of Nacelle-Propeller-Combinations in Various Positions with Reference to Wings III — Clark Y Wing — Various Radial-Engine Cowlings — Tractor Propeller.

( Versuche an Motorgondel - Propeller - Kombinationen in verschiedenen Stellungen snm Flügel. Teil III Clark- Y-Flügel — Verschiedene Sternmotor-Verkleidungen — Zngpropeller).

D. H. Wood. Rep. Nr. 462, 1933, 10 Cents. Ein Sternmotor mit verschiedenen Verkleidungen wurde mit laufendem Propeller in verschiedenen Stellungen zum Flügel untersucht. Die Ergebnisse stimmen mit denen früherer Versuche an anderen Flügeln überein. Die sorgfältige Verkleidung des Motors ist wichtiger als die Wahl einer bestimmten gegenseitigen Lage. Der Motor sitzt am besten in Höhe der Flügelsehne direkt vor dem Flügel. Die beste Entfernung der Luftschraube von der Profilnase hängt vom Durchmesser des Motors ab. Als Mindestmaß kann ein Viertel der Flügeltiefe gelten. Liegt der Motor in der Nähe des Flügels, so ist es besser, ihn durch eine Verkleidung mit dem Flügel zu verbinden, als ihn auf einen Strebenbock zu setzen. Das Profil des Flügels hat wenig Einfluß auf den Luftschraubenwirkungsgrad. Die Lage des Motors und die Art der Verkleidung sind für den Steigflug von untergeordneter Bedeutung, im Schnellflug dagegen wichtig.

Negative Thrust and Torque Characteristies of an Adjustable-Pitch Metal Propeller.

(Verhalten eines einstellbaren Metallpropellers bei negativem Schub und Drehmoment).

E. P. Hartman. Rep. Nr. 464, 1933, 5 Cents. Ein Modellpropeller von 1,2 m Durchmesser wurde bei Blattwinkeln zwischen 22 und — 23° in 0,75 Radius vor einem verkleideten Sternmotor untersucht. Einige Messungen sind in verschiedenen Stellungen des Motor-Propeller-Aggregates zu einer Ein-und einer Doppeldeckerzelle vorgenommen. Die Versuche zeigten, daß der Widerstand eines Propellers stark von Größe und Form der dahinterliegenden Körper abhängt. Bei Blattwinkeln unter 7° nimmt der Widerstand zu, wenn man den Propeller vom Motor aus antreibt. Der Widerstand eines frei umlau-

fenden Propellers ist bei den üblichen Blattwinkeln etwas kleiner als der in blockiertem Zustand. Durch Verdrehen der Blätter auf sehr große Steigung kann der Widerstand weitgehend vermindert werden.

The Interference Between Struts in Various Combinations. (Die Beeinflussung von Streben in verschiedenen Zusammenstellungen).

D. Biermann und W. H. Herrnstein. Rep. Nr. 468, 1933, 5 Cents.

Streben von zylindrischem und stromlinienförmigem Querschnitt wurden in verschiedenen Stellungen zueinander und zu einer Fläche untersucht. Die gegenseitige Beeinflussung äußert sich bei Profilstreben stets in einer Zunahme des Widerstandes, bei runden Querschnitten tritt je nach der Anordnung eine Erhöhung oder eine Verminderung des Widerstandes ein.

Working Charts for the Determination of Propeller Thrust at Various Air Speeds.

(Knrvcnblätter für die Bestimmung des Bropeller-schnbes bei verschiedenen Luftgeschwindigkeiten).

E. P. Hartmann. Rep. 481, 1934, 10 Cents. Eine Zusammenstellung von 24 Kurvenblättern gestattet, für verschiedene Propeller, die vor kompletten Rümpfen bzw. Flugzeugen untersucht wurden, für jede Fluggeschwindigkeit den Schub zu ermitteln. Die den Schaubildern zugrundegelegte Berechnung setzt voraus, daß das Motordrehmoment von der Drehzahl unabhängig ist.

Wing-Fuselage Interference, Tail Buffeting and Air Flow about the Tail of a Low-Wing Monoplane. (Flügel-Bumpf-Beeinflussung, Leitirerkschütteln und Luftströmung am Leitwerk eines Tiefdeckers).

J. A. White und M. J. Hood. Rep. Nr. 482, 1934, 10 Cents.

An einem abgestrebten Tiefdecker mit unverkleidetem Sternmotor und verspanntem Leitwerk wurden verschiedene Ausrundungen zwischen Rumpf und Flügel, ein Hochbiegen der Flügelhinterkante, eine NACA-Verkleidung des Motors und die Anordnung eines Hilfsflügels vor der Fläche hinsichtlich der Auswirkung auf Leitwerkschütteln, Längsstabilität, Höchstauftrieb und Gleitzahl untersucht. Die Messungen wurden mit stehendem und laufendem Motor durchgeführt. Das Schütteln ließ stark nach, wenn entweder der Motor mit Vollgas lief oder wenn er verkleidet wurde oder wenn der Flügel-Rumpf-Uebergang ausgerundet war.

The Drag of Airplane Wheels, Wheel Fairings and Landing Gears-I. (Der Widerstand von Flugzeugrädern, Badverkleidungen und Fahrwerken).

W. H. Herrnstein und D. Biermann. Rep. Nr. 485, 1934, 10 Cents.

Eine Reihe von Fahrwerkskonstruktionen für ein Flugzeug von 1500 kg Fluggewicht wurde in natürlicher Größe an einem Rumpf, teilweise in Zusammenhang mit einem Rumpf mit Sternmotor und Tiefdeckerflügel untersucht. Der Widerstand der verschiedenen Anordnungen schwankte zwischen 2,3 und 17 kg bei 100 km/h Fluggeschwindigkeit. Die besten Ergebnisse lieferte ein freitragendes Einbeinfahrwerk mit hosenartiger Radverkleidung, dessen Widerstand durch Abdecken der Räder nach unten noch einmal um rd. 40% gesenkt werden könnte.

An Aerodynamic Analyses of the Autogiro Rotor with a Comparison Between Calcula-ted and Experimental Results. (Eine aerodynamische Betrachtung des Autogiro - Botors mit einem Vergleich zwischen errechneten und gemessen en Wo/ien).

J. B. Wheatley. Rep. Nr. 487, 1934, 5 Cents.

Nach der Theorie von Glauert wurde der Rotor eines Pitcairn-Autogiro „PCA-2" durchgerechnet. Die Ergebnisse stimmen genügend genau mit den gemessenen Werten überein. Mithin kann die Theorie für quantitative Rechnungen benutzt werden. Sie ist jedoch nicht brauchbar, sobald es sich um die Schwingbewegung der Blätter handelt.

Heat Transfer from Finned Metal Cylinders in an Air Stream. (Wärmeübergang an Bippenzylindern im Luftstrom).

A. E. Biermann und B. Pinkel. Rep. Nr. 488, 1934, 10 Cents.

Acht Stahlzylinder mit verschieden dicken und hohen Rippen von verschiedenem Abstand wurden im Windkanal von innen geheizt. Die gefundene Wärmeübergangszahl ändert sich hauptsächlich mit der Luftgeschwindigkeit und mit dem Rippenabstand. Die übrigen Abmessungen der Rippen haben geringere Bedeutung.

Tests of 16 Related Airfoils at High Speeds.

( Versuche an 16 verwandten Profilen bei hohen Geschwindigkeiten ).

J. Stack und A. E. von Doenhoff. Rep. Nr. 492, 1934, 10 Cents.

Die Profile wurden im Hochgeschwindigkeitskanal des NACA bis zu rd. 300 m/sec untersucht. Die Schnitte sind mit Rücksicht auf die Verwendung an Luftschrauben ausgesucht und besitzen fast alle 9% Dicke. Die Messungen erstrecken sich zum größten Teil nur bis zu Auftriebsbeiwerten von 0,5. Sie zeigen alle eine starke Zunahme des Profilwiderstandes und sonstige Unregelmäßigkeiten bei Annäherung an die Schallgeschwindigkeit. Die wichtigsten Ergebnisse der Untersuchungen sind im „Flugsport" 1937, Heft 8 (Profilsammlung Nr. 15) wiedergegeben.

Uebergangssegler „Alcione B. S. 28" (Konstruktion C. Silva) der Aeronautica Lombarda. Spannweite 14,5 m, Fluggewicht 245 kg, Flächenbelastung 17,5 kg/m2, Mindestsinkgeschwindigkeit 0,75 m/sec, beste Gleitzahl 1:22. Baubeschreibung mit Uebersichtszeichnung s. „Flugsport" 1937, S. 609. Das obere Bild zeigt die Maschine an der Winde.

Columbischer Segelflug macht Fortschritte.

Am 29. 1. segelte Peter Riedel auf „Kranich" 6^ Std. über dem Flugplatz von Cali (erster Segelflug in Columbien)

Einzelheiten der Asiago „G.P.2". Oben: Bremsklappe mit Spalt auf der Saugseite des Flügels. Mitte: Vorderansicht der Maschine. Unten: Leitwerk und Schleifsporn. Eine Typenbeschreibung mit Uebersichtszeichnung findet sich im „Flugsport" 1937, S. 538. Bei 13,7 m Spannweite erreicht die von Garbell und Preti (Centro Studi ed Esperienze per il Volo a Vela — CVV — an der Technischen Hochschule Mailand) entworfene „G. P. 2" mit 210 kg Fluggewicht 80 cm/sec Sinkgeschwindigkeit und eine Gleitzahl von 1:20. Flächenbelastung 16,5 kg/m2.

Segelflugzeug Asiago „G. P. 2". Man beachte auf dem oberen Bild die ausgefahrenen Störklappen. Bilder: Qarbell

Literatur,

(Die im Inland erschienenen Bücher können von uns bezogen werden.) Luftfahrtforschung, Bd. 14, Lfg. 12. Verlag R. Oldenbourg, München-Berlin. Preis RM 2.50.

Inhalt: Sechskomponenten-Messungen an einem Flugboot-Modell über einer den Wasserspiegel darstellenden Platte (M. Kohler), Belastungsversuche mit einer versteiften Kreiszylinderschale bei Krafteinteilung an einzelnen Punkten (E. Scha-pitz und G. Krümling). Zur Berechnung des Kraftverlaufes in versteiften Zylinderschalen (Ii. Ebner und H. Koller). Verhalten eines von Schub- und Drehkräften beanspruchten Plattenstreifens oberhalb der Beulgrenze (A. Kromm und K. Mar-guerre). Beitrag zur theoretischen und experimentellen Untersuchung von Verbrennungsvorgängen im Zünder- und Dieselmotor (F. Schmidt). Die mechanischen Eigenschaften von wärmeausgehärteten Al-Cu-Mg-Legierungen (P. Brenner und H. Kostron).

Flugzeugtypenbuch 1937/38 von IL Schneider. Herrn. Beyer Verlag, Leipzig 0 5. Preis RM 8,—

Die zweite neubearbeitete und erweiterte Auflage dieses Typenbuches enthält wieder Angaben über eine Reihe moderner und älterer deutscher Flugzeuge und Motoren, ferner eine sehr ausführliche Zusammenstellung der meisten Zubehörteile und Ausrüstungsgegenstände. Die zahlreichen Abschnitte über Instrumente, Prüfanlagen, Werkzeuge, Lehrmittel, Werkstoffe usw. lassen das Buch an Umfang und Inhalt weit über das, was der Titel vermuten läßt, hinauswachsen. Die inzwischen erschienenen Typenblätter von 6 weiteren Flugzeugen werden für die bereits verkauften Exemplare des Buches kostenlos nachgeliefert.

Jane's.All The World* s Aircraft 1937. Zusammengestellt und herausgegeben von C. G. Grey und L. Bridgmann. Verlag Sampson Low. Marston Company, Ltd., London, Preis £ 2.2.— :

Wie in allen früheren Ausgaben, so gibt auch der vorliegende 27. Jahrgang wieder eine Zusammenfassung der jüngsten Entwicklung auf allen Gebieten des Flugwesens, der an Vollständigkeit/nichts Gleichwertiges gegenübersteht. Teil A berichtet über Fortschritte der Zivil-Luftfahrt in 55 Staaten. Man findet darin Angaben über die Organisation der Verkehrs- und Privatfliegerei, über die Flugzeugindustrie, über Flugplätze, Ausbildung, Vereine und über die Fachpresse. In Abschnitt B ist die Militär-Luftfahrt von 48 Staaten behandelt, während Teil C als der umfangreichste ausführliche Angaben über die neuesten Flugzeugtypen, die in den letzten Jahren in 30 Staaten zum Einsatz gelangten, enthält. In Abschnitt D ist mit der gleichen Gründlichkeit Material über die neueren Flug-

motoren von 18 Staaten zusammengetragen. Teil E befaßt sich mit Luftschiffen. Wie alle früheren Bände dieses Standardwerkes, zeichnet sich auch der neueste wieder durch Hunderte von guten Abbildungen aus.

Der Kraftfahrer der Luftwaffe. Von Major Hiller. Verlag E. S. Mittler & Sohn, Berlin. Preis RM 1.50.

Gegenüber der ersten Auflage, deren Inhalt im wesentlichen unverändert übernommen wurde, sind die Abschnitte: Anleitung für Geländefahren, Technische Sonderheiten von Geländefahrzeugen und Abbildungen von Geländefahrzeugen hinzugekommen. Auf die Wiedergabe technischer Einzelheiten, die den jungen Kraftfahrer nur belasten, ist verzichtet, eine Maßnahme, die sich bei der ersten Auflage bewährt hat. Besonders ausführlich ist im Hinblick auf die zahlreichen jungen Fahrer die Pflege des Wagens behandelt.

Tafeln für den Flugzeugbau. Von J. Bittner. Verlag C. J. E. Volckmann Nachf. E. Wette, Berlin-Charlottenburg 2. Preis RM 6.—.

Die vier Lieferungen des bekannten Werkes umfassen rund 130 in einem Klemmband untergebrachte Tafeln, die für den Konstrukteur eine Fülle von Material bergen, das er sich sonst mühselig zusammensuchen muß. Sämtliche Tabellen und sonstigen Angaben sind auf den neuesten Stand gebracht. In drei Gruppen: Konstruktion, Betrieb, Aerodynamik und Physik findet man Unterlagen über Festigkeit von Werkstoffen, Passungen, Bearbeitbarkeit, Prüfverfahren, Berechnungen aller Art usw. Die Ersparnis an Sucharbeit macht das Werk in kurzer Zeit bezahlt. ;

Gids voor Luchtfarenden — Nederland. (Führer für Luftfahrer.) Preis fl. 5.50. Zu beziehen durch: Luchtvaartdienst, den Haag, Binnenhof 20.

Der Führer stellt eine Erweiterung der ersten, bereits 1930 erschienenen Ausgabe dar. Jeder Landeplatz ist eingehend beschrieben und durch eine Karte im Maßstab 1 : 25 000 und ein Luftbild wiedergegeben. Eine Karte der Umgebung (1 : 200 000) erleichtert die Orientierung. Neben diesen rund 80 Karten enthält der Führer ausführliche Angaben über Hindernisse, gefährliche Zonen, Befeuerung an Land und auf See und sonstige wissenswerte Einzelheiten für Flüge über Holland. Aenderungen werden in Form von Zusatzblättern zum Preise von fl. 1.50 pro Jahr herausgegeben. Durch den praktischen Ringhefter ist jedes Blatt schnell auch einzeln zur Hand.

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