Luftfahrt (Chronik und Geschichte) - Zeitschrift Flugsport Heft 9/1938

Illustrierte flugtechnische Zeitschrift und Anzeiger für das gesamte Flugwesen

Brief-Adr.: Redaktion u. Verlag „Flugsport", Frankfurt a, M„ Hindenburg-Platz 8 Bezugspreis f. In- u. Ausland pro % Jahr bei 14täg. Erscheinen RM 4.50

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Nr. 9 27. April 1938 XXX. Jahrgang

Die nächste Nummer des „Flugsport" erscheint am 11. Mai 1938

Korpsführer-Arbeit.

Schneestürme, Hagelwetter, jagende Wolken am Himmel waren in den letzten Wochen für den Durchschnittsmenschen wenig schön, herzerfrischend indessen für unsere Segelflieger. Ueberau in Deutschland sah man plötzlich erstaunt eine Menge Segelflieger sich tummelnd in diesem wilden Wetter ihre Kreise ziehen, und aus allen Teilen Deutschlands kamen Nachrichten von Durchschnittsüberlandflügen von 200 und 300 km von jungen Fliegern, deren Namen man noch nie nennen hörte. Nationalsozialistische, die ganze Jugend erfassende Aufbautätigkeit, Flugertüchtigung des deutschen Volkes.

Am 17. April ist ein Jahr vergangen, seitdem der Führer Generalleutnant Christiansen als Korpsführer und Betreuer der deutschen Fliegerjugend bestellt hat. In der kurzen Zeit ist viel Arbeit geleistet worden. Gruppen, Standarten und Stürme wurden geschaffen. Das Primadonnenwesen ist verschwunden. Ueberau erkennt man die Richtlinien des Korpsführers, keine Rekordsucht, sondern Ansporn im Sinne der Gemeinschaftsleistung. Durch den Ausbau der Segelfluglager und Wochenendschulbetriebe in kurzfristigen Lagern konnte auch dem beruflich Tätigen die Möglichkeit der Schulung gegeben werden. Durch die neu eingerichteten Modellwerkstätten zeigten sich neue Modellbaumöglichkeiten und naturgemäß die Modellwettbewerbe, Leistungssteigerungen u. a. Iii. Die Internationale Modellflug-Tagung und Flugmodell-Ausstellung in Brüssel zeigte so recht, daß Deutschland auf diesem Gebiete führend ist. Die 6 Reichsschulen des Korpsführers für Motorflugsport ermöglichten im vergangenen Jahre die Durchführung der notwendigen Uebungsflüge für die Führerscheine auf Korpsflugzeugen. Augenfällig sind die Leistungen in den 10 regionalen und nationalen Motorflugwettbewerben, in welchen 627 Flugzeuge nach Erledigung aller gestellten Aufgaben ihr Ziel, also dreimal so viele wie im vorhergehenden Jahre, ohne einen einzigen Unfall erreicht haben. Im folgenden Arbeitsjahr wird der Korpsführer mit seinen Geschwadern nach dem Ausland starten. Außerdem wird der Deutschlandflug bis nach Wien durchgeführt. Durch den Anschluß wird nunmehr auch der österreichischen Fliegerjugend die Möglichkeit gegeben, ohne sich verstecken zu müssen, zu fliegen.

Diese Nummer enthält Patentsammlung Nr. 19 und NACA-Bericht-Sammlung Nr. 5.

Finnisches Sporiflugzeug f9Viria.

Der dem Verein Finnischer Techniker angehörende Klub der Luftfahrtingenieure konstruierte im Jahre 1936 einen einsitzigen Hochdecker, der dann von dem Flugzeugwerk Veljekset Karhumäki in Keljo gebaut wurde.

Die Maschine ist als abgestrebter Hochdecker ausgeführt und zum größten Teil aus heimischen Werkstoffen hergestellt. Zweiteiliger Flügel von elliptischem Umriß, Holme und Rippen aus finnischer Kiefer, Stoffbespannung. Befestigung über dem Rumpf an einem kurzen freitragenden Hals, auf jeder Seite ein V-Stiel nach der Rumpfunterkante. Zweiholmige Ausführung, der Anschlußbeschlag des Hinterholmes dient gleichzeitig als Drehpunkt beim Zurückklappen der Flügelhälften.

Viereckiger Holzrumpf mit gerundeter Oberseite, Sperrholzbeplankung. Offener Führersitz. Freitragendes Holzleitwerk. Flossen sperrholzbeplankt, Ruder st off bespannt.

Dreibeinfahrwerk in Stahlkonstruktion, Gummistoßdämpfer, Niederdruckbereifung. Im Winter können die Räder gegen Schneekufen ausgewechselt werden. Schleifsporn mit Blattfedern.

Triebwerk: Dreizylinder-Sternmotor Szekely „SR-3-0" von 37 PS in der Rumpfnase. Es können auch andere Baumuster etwa gleicher Leistung und gleichen Gewichtes Verwendung finden.

Spannweite 8 m, Länge 6,1 m, Höhe 2 m, Fläche 10 m2, Fluggewicht 370 kg, Flächenbelastung 37 kg/m2, Leistungsbelastung 10 kg/PS. Höchstgeschwindigkeit 150 km/h, Reisegeschw. 125 km/h, Landegeschw. 75 km/h, Steigzeit auf 1000 m 6 min 47 sec, auf 2000 m 16 min 36 sec, auf 3000 m 34 min 36 sec, Gipfelhöhe absolut 3000 m, praktisch 2500 m.

Die Festigkeit des Tragwerkes ist so gewählt, daß auch Kunstflüge ausgeführt werden können. Bemerkenswert ist der niedrige Preis der Maschine. Das Musterflugzeug kostete nur 4700 RM, bei Serienherstellung wird mit 3250 RM gerechnet. Der Brennstoffver-

Sporteinsitzer „Viri" mit Szekely-Motor.

Werkbild

Finnischer Sporteinsitzer „Viri". Werkbiw

brauch beträgt bei Reisegeschwindigkeit 9,2 1/100 km, die Reichweite mit vollem Tank (50 1) liegt also bei rd. 540 km.

Reiseflugzeug Bellanca „Junior".

Mit einem freitragenden Kabinentiefdecker für drei Insassen versucht die amerikanische Firma Bellanca in den Markt für Privatflugzeuge einzudringen, nachdem sie bisher ausschließlich Konstruktionen, die den höheren Preisklassen angehören, ausgeführt hat. Die Maschine wird mit zwei verschieden starken Motoren, einmal mit dem Fünfzylinder Le Blond 5 E von 75 PS, als Baumuster 14—7, das andere Mal mit dem 90 PS leistenden 5 F der gleichen Firma als 14—9, geliefert. Auf Wunsch wird das feste Fahrwerk durch eine einziehbare Konstruktion ersetzt.

Freitragender Tiefdeckerflügel in Holz-Stoff-Bauweise. Zwei Spruceholme, Sperrholznase, Hinterteil stoffbespannt. Querruder in Holzbau, mit Innenausgleich. In der rechten Flügelwurzel befindet sich ein Gepäckraum von 0,085 m3. Flügelprofil Bellanca B, Umriß trapezförmig mit stärker verjüngten Enden.

Geschweißter Stahlrohrrumpf mit leichter Holzverkleidung und Stoffbespannung. Geschlossene, reichlich verglaste Kabine. Vorn zwei Sitze nebeneinander, dahinter ein weiterer Sitz. Zugang durch eine Tür in der rechten Rumpfwand. Doppelsteuerung, der rechte Knüppel kann leicht ausgebaut werden.

Verspanntes Leitwerk. Höhenflosse und -rüder Holzbau mit Stoffbespannung, Kielflosse und Seitenruder Stahlrohrgerippe, ebenfalls stoffbespannt. Höhenflosse im Fluge verstellbar.

Geteiltes Fahrwerk von 2,7 m Spurweite. Federbeine mit Stahlfedern und Oeldämpfung. Das Einziehfahrwerk der Sonderausführung ist ähnlich aufgebaut, die Räder sind bremsbar und werden mechanisch nach hinten in den Flügel eingezogen. Schleifsporn mit Blattfeder oder schwenkbares Spornrad.

Triebwerk: Fünfzylinder-Sternmotor Le Blond von 75 oder

Reiseflugzeug Bellanca „Junior"

Werkblld

90 PS. NACA-Haube, Holzpropeller. Brennstofftank von 100 1 Inhalt in der linken Flügelwurzel.

Spannweite 10,5 m, Länge 6,5 m, Höhe 1,93 m, Fläche 13 m2, Leergewicht 415 kg, Fluggewicht 750 kg, Flächenbelastung 57,6 kg/m2, Leistungsbelastung 10 (8,3) kg/PS. Höchstgeschwindigkeit 185 (193) km/h, Reisegeschw. mit 75% der Volleistung 169 (177) km/h, Landegeschwindigkeit 72,5 km/h, Steiggeschw. am Boden 3,05 (3,55) m/sec, praktische Gipfelhöhe 3650 (4500) m, Reichweite im Reiseflug 800 km. Mit Einziehfahrwerk erhöht sich das Leergewicht auf 427 kg, die Höchstgeschwindigkeit beträgt 209 km/h, die Reisegeschw. 193 km/h und die Steiggeschw. wird 4,05 m/sec, Verkaufspreis mit 75-PS-Motor 3150 mit 90 PS 3475 *.

Kabinenhochdecker Cessna „Airmaster".

Die Cessna Aircraft Co., Inc. in Wichita, Kansas, befaßt sich seit Jahren mit der Züchtung eines Reisehochdeckers, dessen neueste Ausgabe die Bezeichnung „Airmaster C 38" führt.

Freitragender Hochdeckerflügel. Trapezform mit abgerundeten Enden. Zwei Spruce-Holme, Holzrippen, Sperrholznase, sonst Stoffbespannung. Verjüngte Querruder, statisch ausgeglichen. Zwischen Rumpf und Querrudern elektrisch betätigte Landeklappen.

Rechteckiger Stahlrohrrumpf, vorn mit Dural beplankt, hinten stoffbespannt. Geschlossene Kabine mit vier Sitzen, Doppelsteuerung, Gepäckraum. Einstieg durch zweii Türen. An der Rumpfunterseite ist zwischen den Fahrwerkstreben eine Bremsklappe angeordnet, die, ohne die Trimmung zu beeinflussen, eine Verkürzung des Auslaufes ergeben soll. Infolge der großen Tiefe dürfte die Betätigungskraft beträchtlich groß sein. Freitragendes Leitwerk, Stahlrohrgerippe mit Stoffbespannung. Trimmklappen am Höhenruder.

Geteiltes, freitragendes Fahrwerk mit Oelstoßfederbeinen. Unver-kleidete, bremsbare Niederdruckreifen. Schwenkbares Spornrad mit Arretiervorrichtung. Die Räder können gegen Schneekufen ausgetauscht werden, außerdem wird die Maschine auch mit Schwimmwerk geliefert.

Triebwerk: Siebenzylinder-Sternmotor Warner Super-Scarab von 145 PS. NACA-Haube. Fester, einteiliger Curtiss-Metallpropeller. Brennstofftank im Flügel.

Spannweite 10,4 in, Länge 7,5 m, Höhe 2,13 m, Fläche 16,8 m2, Leergewicht 613 kg, Fluggewicht 1065 kg, Flächenbelastung 63,4 kg/m2, Leistungsbelastung 7,35 kg/PS, Höchstgeschwindigkeit am Boden 261 km/h, Reisegeschw. 230 km/h, Landegeschw. 79 km/h, Steiggeschw. am Boden 5,05 m/sec, praktische Gipfelhöhe 5500 m, Reichweite 850 km, mit voller Brennstofflast 1090 km, Brennstoffverbrauch rd. 20 l'lOO km.

Cessna ,. Airmaster'1.

Links: Die Bremsklappe

unter dem Rumpf. Rechts: Das schwenkbare Spornrad mit der Arretiervorrichtung,

W&rkbilder

Reiseflugzeug Cessna „Airmaster C. 38".

Werkbild

Als Zweischwimmerflugzeug ergeben sich folgende Gewichte und Leistungen: Leergewicht 737 kg, Fluggewicht 1157 kg, Flächenbelastung 68,8 kg/m2, Leistungsbelastung 8 kg/PS. Höchstgeschwindigkeit 234 km/h, Reisegeschw. 210 km/h, Landegeschw. 80 km/h, Steiggeschwindigkeit am Boden 3,25 m/sec, Reichweite 740 km, mit vollem Tank 970 km, praktische Gipfelhöhe 4250 m, Brennstoffverbrauch rd, 21 1/100 km.

Unter den auf der Chikagoer Luftfahrtausstellung gezeigten Neukonstruktionen entspricht der zweisitzige Kabinenhochdecker der Wenclt Aircraft Corporation der in Amerika für Privatfiugzeuge beliebten Konstruktionsrichtung. Im Gegensatz zu Europa hat der Tiefdecker bisher noch wenig Anklang gefunden, man bevorzugt nach wie vor den freitragenden oder abgestrebten Hochdecker mit geschlossenem Insassenraum.

Das Baumuster von Wen dt ist eine Gemischtkonstruktion mit Stoffbespannung. Zweiholmiger Rechteckflügel mit abgerundeten Enden, Profil Clark Y. Auf jeder Seite ein V-Stiel. Geschweißter Stahlrohrrumpf, vorn blechbeplankt, hinten stoffbespannt. Zwei Sitze nebeneinander, Doppelsteuerung mit oben angelenkten Handrädern. Einstieg durch seitliche Türen, die nach oben schlagen.

Verspanntes Leitwerk, festes Fahrwerk mit Niederdruckbereifung und Radverkleidungen. Die beiden äußeren der drei Fahrwerkstreben sind gemeinsam verkleidet. Schleifsporn.

Triebwerk: Warner-Sternmotor „Scarab Jr." von 90 PS bei 2050 U/min. Verkleidung durch eine Haube mit fünf Lufteintrittsöffnun-gen (eine von dem Versuchstiefdecker „D 29" der Akaflieg Darmstadt her bekannte Ausführung). Brennstoffvorrat 115 1.

Wendt-Kabinenhochdecker.

Sport- und Reiseflugzeug von Wendt.

WerkbikS

Spannweite 9,1 m, Länge 6 m, Höhe 2,5 m, Fläche 11,2 m2, Leergewicht 335 kg, Fluggewicht 635 kg, Flächenbelastung 56 kg/m2, Leitungsbelastung 7 kg/PS. Höchstgeschwindigkeit 229 km/h, Reisegeschwindigkeit bei 1800 U/min 209 km/h, Landegeschw. 66 km/h, praktische Gipfelhöhe 5500 m, Steiggeschwindigkeit am Boden 5,6 m/ sec, Reichweite 930 km. Verkaufspreis $ 2995.

Vermessungsflugzeug Koolhoven „F. K. 49u.

Die erste Maschine dieses Typs wurde 1935 für die holländische Regierung gebaut. Sie war mit zwei Reihenmotoren de Havilland „Gipsy Major" ausgerüstet. Eine Beschreibung mit Uebersichtszeich-nung und Abbildungen ist im „Flugsport" 1935 auf S. 583 veröffentlicht. Eine verbesserte Ausführung dieses Flugzeuges mit zwei luftgekühlten Zwölfzylindermotoren vom Baumuster Ranger „V 770 B-4" wurde kürzlich von der Türkei in Auftrag gegeben.

Durchlaufender Trapezflügel in Holzbauweise. Statisch aus-geglichene Differentialquerruder. Geschweißter Stahlrohrrumpf mit Stoffbespannung. Geschlossener Führersitz, gute Sicht durch eine Reihe von Fenstern, deren vordere aus Triplex bestehen. Elektrischer Scheibenwischer an der mittleren Scheibe. Hinter dem Führersitz eine Kabine von 6 m3 Inhalt, anschließend eine Dunkelkammer von 2,73 m3.

Leitwerk Stahlrohrgerippe mit Stoffbespannung. Höhenflosse am Boden einstellbar, beide Ruder mit Trimmklappen ausgerüstet.

Festes Fahrwerk, mit Koolhoven-Oelstoßdämpfern nach dem Flügel abgefangen. Niederdruckbereifung, unabhängig voneinander wirkende Bremsen. Spornrolle.

Triebwerk: Zwei luftgekühlte V-Motoren mit 12 hängenden Zylindern vor dem Flügel. Leistung je 305 PS bei 2300 U/min. Hamilton-Verstellpropeller. Zwei Brennstoffbehälter von zusammen 640 1 Inhalt im Flügel außerhalb der Motoren.

Koolhoven-Vermessungsflugzeug „F. K. 49". Links oben die Rumpfnase mit dem verglasten Boden, rechts ein Blick aus der Kabine nach vorn. Werkbilder

REPORT-SAMMLUNG OES „FLUGSPORT"

NATIONAL ADVISORy COMMITTEE FOK AERONAUTICS

1938

Nr. 5

Soffle Effects of Argon and Helium upon Explosions of Carbon Monoxide andOxygen.

(ßi tilge Einflüsse von Argon und Helium auf die Verbrennung von Kohlen monoxgd und Sauerstoff)

E. F. Fiock u. C. IL Roeder, Rep. Nr. 553, 1936. 10 Cents.

Die vom National Bureau of Standards durchgeführten Versuche hatten zum Ziel, den Einfluß der Edelgase Argon und Helium auf Brenngeschwindigkeit und Ausdehnungsverhältnis von Mischungen aus CO, O und H2O festzustellen. Die Messungen zeigen, daß bei Anwesenheit von Edelgasen (möglicherweise jedoch bei kleinen Mengen von Helium noch nicht) eine Herabsetzung von Brenngeschwindigkeit und Ausdehnung eintritt. Gleiche Volumina von Argon und Helium haben verschiedenen Einfluß auf die Brenngeschwindigkeit, aber praktisch gleichen auf die Ausdehnung. Der Unterschied im Einfluß der beiden Edelgase auf die Brenngeschwindigkeit ist unabhängig vom Verhältnis des Kohlenmonoxydes zum Sauerstoff.

Wind-Tunnel Investigation of Ordinary and Split Flaps on Airfoils of Different Profile.

( Winrlka nal nn tt'rsnc h im (jen von gewöhnlichen Klappen und Spallklappen an Flügeln von verschiedenem Profil.)

C. J. Wenzinger, Rep. Nr. 554. 10 Cents.

Die drei Profile NACA 23012, 23021 und Clark Y wurden mit verschiedenen über die ganze Spannweite laufenden Landeklappen untersucht. Die Tiefe betrug bei Clark Y 10, 20 und 30% der Flügeltiefe. Die beiden anderen Schnitte wurden nur mit der günstigsten Anordnung, nämlich 20% gemessen. Der größte Maximalauftrieb tritt sowohl mit der normalen als auch mit der Spaltklappe bei einer Tiefe von 20% auf, er liegt bei der Spaltklappe ein wenig höher. Die

0.20 c-

r, removable sectfon

Gap 0.0032 c

Qleitzahl bei Höchstauftrieb ist bei beiden Klappenarten praktisch gleich. Ein Spalt an der Vorderkante einer gewöhnlichen Klappe setzt den Höchstauftrieb stark herab. Bei einer Beurteilung nach dem Wert camax/ cwmin lautet die Reihenfolge der Profile mit beiden Klappenanordnungen: NACA 23012, Clark Y, NACA 23021. Die Beiwerte des

12 2.4+

O 2.0

8 /.e

6 1.2

2 .4

OO 20 40 60 60 'OO

öy , degrees

Drehmomentes um die Klappenachse (bezogen auf das Produkt aus Klappentiefe und Fläche) sind bei beiden Ausführungen praktisch gleich und von der Tiefe unabhängig. Der beste Ausschlagwinkel beträgt etwa 75°. Die Abbildungen zeigen die Versuchsanordnung und die Abhängigkeit der Beiwerte camax, cw und ca/cw vom Ausschlagwinkel für den Schnitt 23012. (R — 609 000.)

Air Flow around Finned Cylinders. (LufU Strömung um Bippensi)'linder.) '

M. J. Brevoort u. V.G. Rollin, Rep. Nr. 555, 1936. 10 Cents.

Ali verrippten Zylindern verschiedenen Durchmessers wurden bei verschiedenem Rippenabstand ohne und mit mehreren Luft-

führungsblechen die Luftgeschwindigkeit zwischen den Rippen gemessen. Die Ergebnisse sind ausführlich im „Flugsport" 1937 auf S. 674 wiedergegeben.

Further Studies of Flame Movement and Pressure Development in an Engine Cy-linder. ( Weitere Untersuchungen überFlammenbeweg nng und Dmckentwicklinig in Motor ensy-lindern.)

C. F. Marvin, A. Wharton u. C. H. Roeder, Rep. Nr. 556, 1936. 10 Cents.

An einem untengesteuerten Motor wurden bei 600 und 1000 U/min Indikatordiagramme aufgenommen und der Verlauf der Verbrennung durch Schaulöcher im Zylinderkopf beobachtet. Die Brenngeschwindigkeit ist auf folgende Weise festgestellt: Die Glasfenster im Kopf wurden durch ein Stro-boskop beobachtet, dessen Oeffnungszeit auf einen bestimmten Kurbelwinkel eingestellt werden kann. Der Winkel, um den die Freigabe des Stroboskopschlitzes gegenüber dem Zündzeitpunkt verschoben ist, wenn das Fenster hell erscheint, gestattet die Bestimmung der Brenngeschwindigkeit. Zur Kontrolle wurde ein ablaufender Filmstreifen durch den Schlitz des Stroboskopes belichtet, so daß objektiv festgehalten ist, welche der Schaulöcher zu einer bestimmten Zeit aufleuchten. Die Fehlergrenze liegt bei beiden Verfahren bei etwa 2° Kurbelwinkel.

Hauptergebnisse: Die Flamme breitet sich von der Kerze etwa konzentrisch aus. Die Brenngeschwindigkeit sinkt durch Zusatz von Abgasen und durch Abweichun-

Run 6

o, Comp/e ie in flamrnation

° 20 O 20 40 60 80

Crank posih'on, degrees

gen von dem Mischungsverhältnis, das die höchste Leistung ergibt. Die Brenngeschwindigkeit ist in dem praktisch wichtigen Bereich anscheinend vom Druck unabhängig. Brenngeschwindigkeit und Druckanstieg wachsen fast in gleichem Maße wie die Motordrehzahl. Daraus erklärt es sich, weshalb die Zündung bei Drehzahlsteigerung nur sehr wenig früher stattfinden muß. (Einfluß erhöhter Wirbelung.) Die Abbildungen zeigen eine Filmaufnahme des Kopfes 8° nach dem oberen Totpunkt (Zündung 20°

v. T., die Verbrennung ist bis zu den Schaulöchern mit hellem Kern fortgeschritten), die Brenngeschwindigkeit bei verschiedener Kerzenanordnung (10° Vorzündung, 1000 U/ min, die angeschriebenen Zahlen stellen den Kurbelwinkel nach Totp. dar, bei dem die Verbrennung bis zu der betr. Kurve vorgeschritten ist) und die dabei aufgenom-

menen setzt).

Indikatordiagramme (um 90° ver-

Run 7

Preliminary Tests in the NACA Free-Spin-ning Wind Tunnel. (Vorversnche im Freitrudelkanal des NACA.)

C. H. Zimmermann, Rep. Nr. 557, 1936. 10 Cents.

Die in dem Trudelkanal untersuchten Modelle und das Meßverfahren werden eingehend beschrieben. Die Balsaholzmodelle werden mit Blei beschwert, bis die richtige

Massenverteilung vorhanden ist. Eingebaute Uhrwerke gestatten die Betätigung von Rudern während des Trudeins. Beobachtet werden Dreh- und Windgeschwindigkeit, ferner wird die Stellung des Modells gefilmt. Bei Ruderbetätigung wird die Zeit bis

zum Beenden des Trudeins gemessen, außerdem wird das Modell vom Augenblick des Ausschlages bis zum Beenden des Trudelvorganges gefilmt. Für zwei Doppeldeckermodelle ergab sich eine brauchbare Ueber-einstimmung der im Windkanal erhaltenen Werte mit den Versuchen am großen Flugzeug.

Die Abbildungen zeigen ein Modell des Doppeldeckers „F 4 B-4" mit verschiedenen Steuerorganen.

Turbülence Factors of NACA Wind Tunnels as Determined by Sphere Tests. (Turbulenz-faktoren von NACA - Windkanälen nach Kugel-versnchen.)

R, C. Platt, Rep. Nr. 558, 1936. 10 Cents.

In 8 Windkanälen und im Fluge wurde festgestellt, bei welcher Reynoldsscher Zahl der Widerstandssprung an einer Kugel stattfindet. Diese „Versuchs-R-Zahlen" sind zu der in der freien Atmosphäre gemessenen kritischen R-Zahl in Beziehung gesetzt.

Der reziproke Wert dieser Verhältniszahl, ,,Turbulenzfaktor" genannt, gestattet es, aus der R-Zahl beim Windkanalversuch auf die R-Zahl in der freien Luft zu schließen, bei der gleiche Strömungsverhältnisse vorliegen. Die Ergebnisse der Messungen sind im „Flugsport" 1936 auf S. 550 mitgeteilt.

The Forces and Moments Actäng on Parts of the XN2Y-1 Airplane during Spins.

(Kräfte und Momente an Teilen des Flug seng es

,,XN2Y-P' beim Trudeln.)

N. F. Scudder. Rep. Nr. 559, 1936. 5 Cents.

An einem Schuldoppeldecker wurde beim Trudeln die Druckverteilung an den Seitenwänden des Rumpfes und am Seitenleitwerk gemessen. Aus der Massenverteilung und der Drehgeschwindigkeit wurde das gesamte aerodynamische Moment bestimmt. Die'Differenz zwischen diesem und dem aus Rumpf- und Leitwerkskräften errechneten stimmt der Größenordnung nach mit den an Flügeln im Windkanal gemessenen Momenten überein. Die Versuche zeigten die günstige Einwirkung des Höhenleitwerkes auf dieu unterhalb davon gelegenen Teile des Seitenleitwerkes und die ungünstige auf den darüberliegenden Teil.

Propulsion of a Flapping and Oscillating Airfoil. (Vortrieb eines schwingenden Flügels.) I." E. Garrick, Rep. Nr. 567, 1936. 10 Cents.

Vortrieb und Widerstand eines in einem gleichmäßigen Luftstrom bewegten Flügels werden rechnerisch untersucht. Der Flügel wird einmal translatorisch im Ganzen auf-und abbewegt, das andere Mal wird er um eine zur Spannweite parallele Achse gedreht. Ferner wird ein Querruder um seine Achse geschwenkt.

The Quiescent-Chamber Type Compression-Ignition Engine. (Dieselmotor mit nirbelar-mer Flach-Hoch- Verbrennnngskammer.)

H. H. Foster, Rep. Nr. 568, 1936. 10 Cents.

An einem Einzylinder-Viertakt-Versuchs-motor mit scheibenförmiger senkrechtstehender Verbrennungskammer wurden Versuche mit verschiedener Anzahl, Größe und Richtung der Einspritzdüsen vorgenommen. Weiter wurden Verdichtungsverhältnis, Ueberladung und Temperatur des Kühlmittels geändert.

Der Einfluß der Düsenanordnung ist nicht übermäßig groß. Die beste Leistung ergibt sich bei einer Verdichtung von 1 : 15,3. Durch Ueberladen wird der Lauf ruhiger.

Die Verwendung von Kühlmitteln, die eine höhere Zylindertemperatur als Wasser gestatten, ergibt infolge der schlechteren Füllung niedrigere Leistung.

Die gegenüber einem Motor mit stark durchwirbeltem Verbrennungsraum geringere Leistung schließt die untersuchte Motorenbauart trotz ihrer Vorteile hinsichtlich leichten Anspringens, guter Spülung und geringer Klopfneigung von der Verwendung in Flugzeugen aus.

Pressure Distribution over a Rectangular Airfoil with a Partial-Span Split Flap.

(Druck-Verteilung an einem Fechteckflügel mit nicht über die g ans e Spannweite lauf ender Spalllandeklappe.)

C. J. Wenzinger u. T. A. Harris, Rep. Nr. 571, 1936. 10 Cents.

Ein Flügel mit dem Profil Clark Y wurde mit einer über 60% der Halbspannweite laufenden Spaltlandeklappe ausgerüstet und bei verschiedenen Ausschlägen der Klappe (bis 45°) im Bereich zwischen Null- und Höchstauftrieb hinsichtlich der Druckverteilung untersucht.

Ergebnisse: Die Klappe beeinflußt die Strömung über die gesamte Spannweite, also auch die Kraft- und Momentenbeiwerte der Flügelspitze. Die Belastung der Klappe und der Momentenbeiwert der Klappe sind über deren ganze Spannweite konstant. Die größten Normaldruck- und Momentenbeiwerte der Klappe sind den an einer über die ganze Spannweite laufenden Klappe gemessenen etwa gleich. Die Abbildung zeigt die Versuchsanordnung mit dem halben Flügel, dessen andere Hälfte durch eine in der Symmetrieebene angebrachte Wand ersetzt ist.

Interference of Wing and Fuselage from Tests of 28 Combinations in the NACA Variable-Density Tunnel. (Gegenseitige Beeinflussung von Rumpf und Flügel nach Versuchen an 28 Zusammenstellungen im Überdruckkanal des NAGA.)

A. Sherman, Rep. Nr. 575, 1936. 10 Cents.

Zur Erweiterung der in Report 540 wiedergegebenen Versuche wurden weitere 28 Rumpf-Flügelanordnungen (viereckiger und runder Rumpf, NACA-Haube, Rechteck-und Trapezflügel, verschiedene Höhenlage des Flügels zum Rumpf, Ausrundung des Ueberganges) untersucht. Die Abbildungen zeigen den Einfluß von Ausrundungen bei einem Trapezflügel und das Modell 234, dessen Polare im Schaubild mit enthalten ist.

-.2 O .2 .4 .6 .8 1.0 1.2 1.4 l.G £

Lift coeffident. CL

Spannweite 16 m, Länge 11,4 m, Höhe 3 m, Fläche 35 m2, Rüstgewicht 1845 kg, Fluggewicht 2730 kg, Flächenbelastung 78 kg/m2, Leistungsbelastung 4,5 kg/PS. Höchstgeschwindigkeit am Boden 265 km/h, Reisegeschw. mit 75% der Volleistung 240 km/h, Landegeschw. 95 km/h, Steiggeschw. am Boden 7,3 m/sec, in 2000 m Höhe 5,1 m/sec, in 4000 m Höhe 3,1 m/sec, Steigzeit auf 2000 m 5,4 min, auf 4000 m 13 6 min, auf 6000 m 30 min, Gipfelhöhe absolut 7300, praktisch 6700 m, Startstrecke bei 2 5 m/sec Wind 180 m, Auslauf bei der gleichen Windstärke 200 m, Reichweite mit 470 1 Brennstoff bei Reisegeschw. am Boden 760 km, in 4000 m Höhe 1000 km.

Verkehrsflugzeug Savoia-Marchetti „S. 75".

Als Weiterentwicklung des bekannten dreimotorigen Verkehrstiefdeckers „S. 73" weist das Baumuster „S. 75" bei etwa gleicher Motorleistung beinahe die doppelte Zuladung und eine höhere Reisegeschwindigkeit auf.

Der Trapezflügel ist in der bei Savoia-Marchetti üblichen Weise in einem Stück in Holzbau hergestellt. Drei Doppel-T-Holme nehmen die Biegemomente auf, die Beplankung besteht teilweise aus Sperrholz, teilweise aus Stoff. Innerhalb der Querruder Landeklappen, die in ihrer Wirkung durch gleichsinnigen Ausschlag beider Verwindungs-klappen unterstützt werden.

Zweiteiliger Rumpf, geschweißtes Stahlrohrgerüst, vorn dural-beplankt, hinten mit Sperrholz und Stoff verkleidet. Geschlossener Führersitz mit Doppelsteuerung, dahinter FT-Gerät und Sitz für den Bordmechaniker. Die Kabine enthält drei Reihen Sitze für 21 Fluggäste.

Verspanntes Leitwerk, Stahlrohrgerüst mit Stoffbespannung. Beide Ruder aerodynamisch ausgeglichen und mit im Fluge verstellbaren Trimmklappen versehen.

Einziehbares Fahrwerk unter den Seitenmotoren. Die Räder sitzen in der üblichen Weise zwischen zwei Federbeinen und werden nach hinten in die Motorverkleidungen eingezogen. Schwenkbares Spornrad.

Triebwerk: drei luftgekühlte Motoren Alfa Romeo „126 R. C. 34" von je 750 PS. Kegelstumpfförmige NACA-Hauben, dreiflügelige Sa-voia-Marchetti-Verstellpropeller.

Spannweite 29,7 m, Länge 21,6 m, Höhe 5,1 m, Fläche 118,6 nr, Leergewicht 9800 kg, Fluggewicht 14 800 kg, Flächenbelastung 125 kg/m2, Leistungsbelastung 4,95 kg/PS, Höchstgeschwindigkeit in 4500 m Höhe 395 km/h, Reisegeschw. mit 70% der Volleistung 345 km/h, Brennstoffverbrauch 145 kg/100 km, Steigzeit auf 4000 m 19 min, Gipfelhöhe 9000 m.

Verkehrsflugzeug Savoia-Marchetti „S. 75". Werkbilder

Verkehrsflugzeug „Boeing 307".

Neben dem viermotorigen Tiefdecker Douglas „DC 4", der in kurzer Zeit flugfertig sein soll und bei dem zum ersten Male an einem Flugzeug so großer Abmessungen ein Dreiradfahrwerk mit vornliegendem Stoßrad zur Anwendung gelangt, richtet sich das Interesse der amerikanischen Luftverkehrsgesellschaften hinsichtlich der Landflugzeuge auf den ebenfalls viermotorigen Tiefdecker „Boeing 307". Eine kurze Beschreibung dieses Flugzeuges haben wir bereits 1937 auf S. 323 gebracht.

Im konstruktiven Aufbau sind keine wesentlichen Abweichungen gegenüber früheren Boeing-Flugzeugen festzustellen. Der Flügel besteht aus 7 Teilen, die beiden Motoren jeder Seite sitzen gemeinsam an einem Zwischenstück. Als Tragkonstruktion dient ein Kastenträger, ein Teil der Last wird von der auf Wellblechversteifungen aufgenieteten glatten Alclad-Blechbeplankung aufgenommen. Die Verbindung der einzelnen Flügelteile geschieht durch Beschläge aus hochwertigem Stahl.

Der Rumpf ist mit Rücksicht auf den Flug in größeren Höhen, wobei Fluggast- und Führerraum unter Ueberdruck gesetzt werden, rund gehalten. Halbschalenbauweise mit Z-förmigen Spanten und Längsversteifungen. Bei der Ausführung „307-S" sind zwei voneinander unabhängige, motorgetriebene Luftverdichter von 11,3 m3/min Liefermenge vorhanden, die Frischluft an der Flügelnase entnehmen und nach Anwärmung in die Kabine drücken. Die Klappen für individuelle Belüftung der einzelnen Fluggastsitze sind ebenfalls an die Druckleitung angeschlossen. Ein Außenbordanschluß ermöglicht die Belüftung bzw. Heizung oder Kühlung der Kabine während des Tankens von einer Bodeneinrichtung aus.

Bemerkenswert ist die Auswechselbarkeit der Triebwerkeinheiten. Wie bei dem deutschen Baumuster Focke-Wulf „Fw 200" sind auch hier die vier Motorvorbauten vollkommen gleich. Innerhalb von zwei Stunden können alle vier Motoren ausgewechselt werden. Vier Brennstofftanks in der Flügelwurzel besitzen ein Fassungsvermögen von 5800 1. Für Langstreckenflüge können Zusatzbehälter weitere 1900 1 aufnehmen.

Verkehrstiefdecker Boeing 307. Werkzeichm

Schaubild der Druckhaltung in der Kabine des Höhenverkehrsflugzeuges „Boeing 307". Im Höhenbereich von 2400 bis 4500 m wird der Druck konstant gehalten, darüber fällt er in gleichem Maße wie der Außendruck ab.

Zeichnung:: Flugsport

Fahrwerk, Spornrolle und Landeklappen werden elektrisch durch Schraubentriebe mit Selbsthemmung betätigt. Handkurbel für den Notfall. Jedes der beiden bremsbaren Räder sitzt unter einem Innenmotor an einem einzigen Federbein mit 250 mm Hubhöhe.

Spannweite 32,6 m, Länge 22,7 m, Höhe 5,3 m, Fläche 138 m2, Fluggewicht 19 000 kg, Flächenbelastung 137,5 kg/m2, Leistungsbelastung beim Start (viermal 1100 PS) 4,3 kg/PS, Höchstgeschwindigkeit mit 3600 PS in 1800 m Höhe 388 km/h, Reisegeschw. mit 70% der Nennleistung (2500 PS) 346 km/h in 3050 m Höhe, mit 60% 325 km/h in 3050 m, mit 50% 296 km/h in 3050 m, Steiggeschwindigkeit am Boden mit viermal 840 PS 6,3 m/sec, mit drei Motoren 3,55 m/sec, mit zwei beliebigen Motoren 1 m/sec, praktische Gipfelhöhe 7100 m, mit drei Motoren 5550 m, absolute Gipfelhöhe mit zwei Motoren 3200 m, Reichweite mit 3180 kg zahlender Last und normaler Brennstoffzuladung bei 242 km/h 3140 km, bei 296 km/h 2810 km, bei 325 km/h 2570 km, bei 346 km/h 2370 km, Startstrecke bei Windstille mit 4400 PS 320 m, bis 15 m Höhe 580 m, Landestrecke aus 15 m Höhe 700 m.

Großflugzeugprojekt Miles „X. 2U.

Die Firma Phillips and Powis in Reading (England) gibt soeben Einzelheiten eines von Miles ausgearbeiteten Langstreckenflugzeuges bekannt. Die Maschine ist ein freitragender Mitteldecker mit vier luftgekühlten im Flügel eingebauten Motoren. Der Rumpf besitzt ovalen Querschnitt (große Achse der Ellipse waagerecht, erinnert an das Muster Dornier „Do*. 17") und geht ohne besonderen Absatz in die verdickte Flügelwurzel über.

Trapezflügel mit tragender Haut, zweiholmig. Dreiteilige Kabine für 18—38 Fluggäste. Gesamtinhalt der Nutzräume 83 m3. Freitragendes Leitwerk mit zwei Endscheiben. Einziehfahrwerk, Landeklappen.

Vier luftgekühlte Motoren im Flügelinnern, Antrieb der Luftschrauben durch Zwischenwellen. Kühllufteintritt an der Flügelnase, Austritt durch regelbare Schlitze an der Hinterkante.

Spannweite 30,2 m, Länge 24 m, größter Rumpfquerschnitt 10,7 m2, Fläche 164 m2, höchstes Fluggewicht 27 700 kg, Flächenbelastung dabei 171 kg/m2, größte Reichweite 6900 km. Leistungen

Modell des Projektes Miles „X. 2". Bild: Flight

bei 21 500 kg Fluggewicht: Höchstgeschwindigkeit am Boden 422 km/h, in 3000 m Höhe 484 km/h, in 7600 m 450 km/h, größte Reisegeschw. in 3000 m 450 km/h, in 6000 m 418 km/h, Landegeschw. mit Spaltklappen 105 km/h, Steigzeit auf 3000 m 8,6 min, absolute Gipfelhöhe 9000 m, Startstrecke 425 m, Höchstgeschw. mit drei Motoren in 3000 m Höhe 418 km/h, Dienstgipfelhöhe mit drei Motoren 6400 m.

Für Vorversuche soll zunächst ein bemanntes Modell mit zwei Menasco-C4-Motoren von je 125 PS gebaut werden. Bei einem Leergewicht von 900 kg, einem Fluggewicht von 1290 kg, 69 kg/m2 Flächenbelastung und 6 6 kg/PS Leistungsbelastung sollen zwei Insassen und eine. Reihe von Meßgeräten getragen werden.

Muskelkraft-Schwingenflugzeug „BIT-I8".

Wir entnehmen aus der russischen Zeitschrift „Samolet"*) einige Mitteilungen über eine interessante Versuchskonstruktion des Russen Tscheranowski.

Die Maschine ist als freitragender Doppeldecker ausgeführt, wobei der rechte obere Flügel mit dem linken unteren (und umgekehrt) fest verbunden ist. Beide Flächen schwingen um einen gemeinsamen Drehpunkt, der in Kopfhöhe des Führers liegt. Das Profil ist normal und zunächst steif ausgeführt. Später sollen elastische Hinterkanten benutzt werden. Der Antrieb erfolgt durch die Beine. Die gesamte Steuerung ist in einem Knüppel vereinigt. Die gleiche Anordnung wurde in den Jahren 1895—1911 von dem Amerikaner Hargrave versucht. Auch die Konstruktion des Franzosen Bourcart von 1909 (siehe „Flugsport" 1909, S. 168 und 697) beruht auf ähnlichen Gedankengängen, nur waren hier die beiden Flügelpaare hintereinander angeordnet.

Die Vorzüge der scherenartig bewegten Doppelflügel liegen auf der Hand. Zunächst entfallen die sonst unvermeidlichen Entlastungsvorrichtungen, die den Flügel in der Mittellage halten, weiter treten keine starken Aenderungen des Gesamtauftriebes ein, so daß der Rumpf geringeren Beschleunigungen unterworfen ist. Schließlich ist

es von nicht zu unterschätzender Bedeutung, daß die Neigung der Schwingflügel zum Flattern nicht nennenswert größer ist als bei einem normalen Segelflugzeug, während eine Anordnung, bei der die Flügel durch elastische Vorspannung in der Mittellage gehalten werden, leicht unbeabsichtigt aufgeschaukelt werden kann.

Spannweite 8 m, Länge 4,5 m, Fläche insgesamt 10 m2, Leergewicht 72 kg, Fluggewicht 130 kg, Flächenbelastung 13 kg/m2.

Die Maschine wurde zunächst im Gleitflug erprobt. Dabei ergaben sich einwandfreie Flugeigenschaften bei jeder Stellung der Flügel. Mit Gummiseilstart wurden 10—15 m Höhe und 250—300 m Strecke

Schwingenflugzeug „BIT-18" von Tscheranowski.

Zeichnung; Flugsport

*) Heft 9 und 12, 1937.

er-

Muskelkraft-Schwingenflugzeug „BIT-18" von Tscheranowski. Bild: Samolet

reicht. Bei einem Versuch führte der Pilot 6 Schwingungen mit den beiden Flügeln aus, wobei die Maschine 430 m weit flog.

Eine Ueberschlagsrechnung gibt folgendes Bild: Nimmt man einen Ausschlagwinkel von 20° an, ein Wert, der mit Rücksicht auf die Platzverhältnisse am Rumpf kaum überschritten werden dürfte, dann ist der mittlere Abstand der Flügel während des Schlagens rd. 1,7 m. Damit sinkt der induzierte Widerstand dieses Doppeldeckers gegenüber einem Eindecker von gleicher Spannweite um 26°/o. Rechnet man mit normalen Werten für schädlichen und Profilwiderstand, dann ergibt sich ein günstigster Gleitwinkel von 1 : 16 und eine Mindestsinkgeschwindigkeit von 0,97 m/sec. Die Schwebeleistung beträgt also ohne Einrechnung von Verlusten 126 mkg/sec oder rd. 1,7 PS.

Rechnet man von Flugstrecke (430 m) etwas für Start und Landung mit blockierten Flügeln ab und setzt,man die Geschwindigkeit entsprechend dem besten Gleitwinkel ein, so ergibt sich aus den obenerwähnten 6 Schwingungen eine Schwingungsdauer von etwa 3 sec. Bei dieser Arbeitsgeschwindigkeit leistet ein kräftiger Mensch beim Rudern 40, beim Radfahren oder bei einer anderen zweckmäßigen abwechselnden Beinbewegung mit dem größtmöglichen Hub etwas über 30 mkg/sec. Da offenbar letztere Antriebsart gewählt ist, kann der Pilot also im Höchstfalle rund ein Viertel der zum horizontalen Schweben erforderlichen Energie aufbringen, solange nicht auf jeden Flügelschlag mehrere Beinbewegungen entfallen.

Studien von Tscheranowski zu einem Schwingenflugzeug. Rechts oben: Entwurf eines Eindeckers aus dem Jahre 1934. Unten: Eine 1921 entworfene Maschine mit doppelten Schlagflügeln. Links: Schema des Antriebes dieser Konstruktion.

Zeichnungen: Samolet

Dieser Ueberschlag zeigt trotz der rohen Schätzungen deutlich, daß ein freier Muskelkraftflug mit der Maschine nicht zu erreichen ist. Für Vorversuche über Flugeigenschaften, Schlagfrequenzen usw. dürfte sie jedoch gut geeignet sein.

Szekely-Flugmotor 5fSR-3"»

Die Crampton Manufacturing Company baut als Nachfolgerin der Szekely Aircraft and Engine Co. in Holland, Michigan (Ver. St.) zwei Ausführungen eines seit längerer Zeit in der Entwicklung befindlichen Dreizylinders für Leichtflugzeuge.

Drei Qußeisenzylinder mit gegossenen Leichtmetallköpfen. Zwei Ventile je Zylinder, Antrieb durch Stoßstangen und Kipphebel. Die Betätigung der Stoßstangen erfolgt durch drei Nockenwellen mit je einem Nocken, der über Zwischenhebel beide Ventile steuert. Leichtmetallkolben mit zwei Dicht- und einem Abstreifring. Schwimmender Kolbenbolzen mit Pilzsicherung.

Geschmiedete Pleuel mit Segmentschalen. Auf dem Kurbelzapfen sitzt ein Weißmetallager, auf dessen Stahlschale außen die drei Pleuel angreifen. Fliehkräfte werden von zwei geteilten Gleitringen aufgenommen. Um ein Verklemmen zu verhindern, sind die Lagersegmente in der von Anzani her bekannten Weise schräg abgeschnitten.

Geschmiedete, einteilige Kurbelwelle mit angeschraubten Bronzegegengewichten. Zwei Hochschulter-Kugellager zur Aufnahme der Radial- und Achsialkräfte. Kurbelgehäuse aus Leichtmetall, Ansaugleitung eingegossen, Lagerung der Welle in den beiden Deckeln. Ein Vergaser unter dem Gehäuse, zwei Magnete am hinteren Deckel. Schmierung durch eine Zahnradpumpe.

Einzelteile des Szekely-Motors. Oben: Kurbelwelle mit den beiden angeschraubten Bronzegegengewichten, rechts das Antriebsrad für die drei Nockenwellen. Links: Hinterer Gehäusedeckel mit Nockenwellen und Schwinghebeln. Unten: Pleuelstern, zerlegt. Rechts: Zylinder, schräg von hinten gesehen. Werkbilder

patentsammlung

1938

des

Band VII

Nr. 19

Inhalt: 657 600 957; 658 143, 376, 470, 471, 862

b 4os

Pat. 658 470 v. 11. 10. 35, veröff. 1. 4. 38. Henri Lumiere, Lyon, Frankreich. Tragflügel mit senkrecht nach unten her ansklappbaren Hilfsflüg ein.

Für die Erleichterung der Landung von Flugzeugen sind schon verschiedene besondere Flügelanordnungen oder am Hauptflügel angelenkte' Hilfsflügel vorgeschlagen worden. Diese sind um eine waagerechte Achse drehbar und lassen sich senkrecht zur Flugrichtung bewegen. Man hat auch für andere Zwecke an Tragflügeln senkrecht nach unten herausklappbare Hilfsflügel mit in der Flugrichtung liegenden Achsen vorgeschlagen, welche die unter die Tragflächen durch die Fluggeschwindigkeit parallel zur Flugrichtung strömende Luft am seitlichen Abströmen hindern und hierdurch die Stützkraft vergrößern sollen.

Bei der Flügelanordnung gemäß der Erfindung kommen diese Schwierigkeiten - in Fortfall. Hier wird die Stützwirkung durch die am seitlichen Abströmen gehinderte Luft noch dadurch besonders verbessert, daß die in der erwähnten bekannten Weise um Achsen in der Flugrichtung abklappbaren Hilfsflügel seitlich neben Auftriebsklappen oder Querrudern angeordnet sind; durch diese Maßregel wird ein besonders gutes Abfangen ermöglicht. Die Hilfsflügel können in der Weise ausgebildet sein, daß sie in zusammengelegtem Zustande die vollen Enden der Tragfläche bilden oder in der ausgeklappten Lage der Hilfsflügel die Spannweite der Tragfläche verringert ist. Durch Lagerung der Drehachse der Hilfsflügel schräg zur Flugrichtung kann ihre Selbstöffnung bewirkt werden. Die für die Bewegung der Klappen nötige Kraft läßt sich im übrigen durch eine geeignete Kupplung zwischen Hilfsflügel und Auftriebsklappen vermindern.

Patentansprüche:

1. Tragflügel mit senkrecht nach unten herausklappbaren Hilfsflügeln, dadurch gekennzeichnet, daß die in an sich bekannter Weise um Achsen in der Flugrichtimg abklappbaren Hilfsflügel seitlich neben Auftriebsklappen oder Querrudern angeordnet sind.

2. Hilfsflügelanordnung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Hilfsflügel (3) in zusammengelegter Lage die vollen Enden der Tragflächen (1)

bilden, so daß die Spannweite in der ausgeklappten Lage der Hilfsflügel vermindert ist.

3. Hilfsflügelanordnung nach Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Drehachse der Hilfsflügel schräg zur Flugrichtung gelagert ist.

4. Hilfsflügelanordnung nach Ansprüchen 1 bis 3, gekennzeichnet durch eine Kupplung zwischen Hilfsflügel und Antriebsklappen.

U 1 Pat. 657 600 v. 7. 3. 37, veröff. U I 9 3 38 Flugzeugwerk Halle a m<

b. H., Halle, Saale"). Quer zur Fingrichtung unterteilte Steuerfläche für Luftfahrzeuge.

Die Erfindung bezieht sich auf quer zur Flugrichtung unterteilte Steuerflächen an Luftfahrzeugen, deren .Teile gelenkig miteinander verbunden sind.

Mit Rücksicht auf den Unterschied zwischen Reise-und Landegeschwindigkeit und schließlich bei Luftfahrzeugen mit großer Geschwindigkeitsspanne ist es nachteilig, daß die Bemessung der Steuerflächen und vorzugsweise der Ruder aus Sicherheitsgründen der niedrigsten Geschwindigkeit angepaßt werden muß, wobei verhältnismäßig große Flächen entstehen. Darum ergeben sich dann bei Schnellflug Schwierigkeiten für die Steuerung solcher Flugzeuge. Die für den Langsamflug berechneten Flächen müssen beim Schnellflug naturgemäß sehr viel vorsichtiger bedient werden. Im wesentlichen geht die Erfindung davon aus, sowohl für Schnell- wie Langsamflug gleiche Steuerarbeit und gleichen Steuerweg zugrunde zu legen und damit

*) Dipl.-Ing. Wolfgang Ziese, und Dipl.-Ing. Günther Dellmeier, als Erfinder benannt worden.

Abb 5.

Dölau, Saalekreis, Halle, Saale, sind

Gleichmäßigkeit in der Betätigung des Steuerknüppels bei jeglichen Flugverhältnissen zu erreichen, d. h. daß mit demselben Ausschlag am Knüppel bei Langsamflug und großer Ruderfläche die Steuerempfindlichkeit dieselbe ist wie bei Schnellflug mit entsprechend verkleinerter Ruderfläche. Es ist also der Zweck der Fr-findung, die Betätigung der Steuerung ausschlaggebend vom Gefühl des Flugzeugführers unabhängig zu machen und demgegenüber mehr die Gewöhnung an einen bestimmten Knüppelausschlag ohne Rücksicht auf die Fluggeschwindigkeit- in Rechnung zu setzen.

Es ist bekannt, die Ruder an Flugzeugen zwecks wahlweiser Vergrößerung oder Verkleinerung der Ruder zu unterteilen, um ohne Auswechslung von Steuerflächen z. B. die Stabilität verändern zu können und die Steuerempfindlichkeit zu erhöhen oder zu verringern. Demgegenüber unterscheidet sich die Erfindung vorteilhaft dadurch, daß die Einstellung eines Teils des Ruders zum anderen oder zum Leitwerk gegebenenfalls unter Verwendung von Verriegelungsmitteln selbsttätig unter Wirkung des Staudrucks erfolgt. Bei hoher Geschwindigkeit wirkt dann also der Staudruck in der Weise auf die Unterteilung der Fläche, daß ein Teil der Ruderfläche starr mit der Flosse verbunden wird, während der oder die übrigen Teile der unterteilten Fläche nach wie vor als Ruder wirksam bleiben. Die Feststellung oder Blockierung des betreffenden Ruderteils am Leitwerk, an der Flosse oder auch bei Querrudern an den Tragflächen wird ebenso selbsttätig bei geringer Geschwindigkeit wieder gelöst. In diesem Fall wird dann die Vereinigung der Steuerflächenteile untereinander herbeigeführt.

Patentansprüche:

1. Quer zur Flugrichtung unterteilte Steuerfläche für Luftfahrzeuge, deren Teile gelenkig miteinander und mit dem Leitwerk verbunden sind, dadurch gekennzeichnet, daß die Verbindung eines Teils mit dem anderen oder mit dem Leitwerk zwecks Vergrößerung oder Verkleinerung der Ruderfläche oder des Leitwerks selbsttätig unter Wirkung des Staudrucks erfolgt.

2. Steuerfläche nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch die Anwendung von unter Wirkung des Staudrucks stehenden Verriegelungsmitteln zur Kupplung der Steuerflächenteile untereinander oder mit dem Leitwerk,

3. Steuerfläche nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß eine vom Staudruck abhängige Kupp-lungs- oder Verriegelungsanordnung für mindestens zwei Steuerflächenteile gemeinsam angeordnet ist.

Schraubenflugzeuge (Gr. 25—30).

Pat. 658 376 v. 16. 2. 37, veröff. 31. 3. 38. Hermann Goehtz, Berlin.

Stellschraube!*.

Die Erfindung bezieht sich auf Steilschrauber mit einem über dem Rumpf angeordneten, motorisch angetriebenen Hubschraubenpaar mit gegenläufigen, in ihrer Anstellung nicht änderbaren Flügeln und besteht in der Anordnung eines in gleicher Flucht liegenden Schraubenpaares kleinerer Abmessung unter dem Rumpf, wobei die gegenläufigen Flügel bei beiden Schraubeneinheiten im Anstellwinkel unterschiedlich änderbar sind.

Der Zweck der Erfindung ist die Steuerung des Steilschraubers mit dem Hilfsschraubenpaar anstatt mit den normalen Steuerrudern am Heck, der Drehmomentenausgleich, die Feinregelung der Höhenlage am Ort, eine vergrößerte Tragfläche im Streckenflug, eine zusätzliche Hubkraft im Steigflug.

b25oi

Patentanspruch: Steilschrauber mit einem über dem Rumpf angeordneten, motorisch angetriebenen Hubschraubenpaar mit gegenläufigen, in ihrer Anstellung nicht änderbaren Flügeln, gekennzeichnet durch ein unter dem Rumpf angeordnetes, in gleicher Flucht liegendes Paar Schrauben kleinerer Abmessung, deren gegenläufige Flügel bei beiden Schraubeneinheiten in ihrer Anstellung unterschiedlich änderbar sind.

b25o2

Pat. 658 471 v. 16. 3. 35, veröff. 5. 4. 38. Audrey Gretchen Coats, geb. Wilmot, London und Raoul Hafner, Wien. 8 teilschraub er mit anstelländerbaren Flügeln.

Die Erfindung bezieht sich auf Steilschrauber mit anstelländerbaren Flügeln, deren rechtwinklig zur Umlaufachse gerichtete Wurzelgelenkachsen sämtlich die Umlaufachse in demselben Punkte schneiden. Die. Notwendigkeit des gemeinsamen Schnittes der Umlaufachsen und der Nabe bei derartigen Anordnungen hat man bereits erkannt, weil es auf diesem Wege möglich ist, Biegungsbeanspruchungen sowohl der Flügel als auch der Nabe zu vermeiden.

Es ist auch bereits vorgeschlagen worden, zur Anstelländerung der Flügel eine Steuersäule innerhalb der Nabe mit Hilfe eines Kugelgelenkes zu lagern und ihre Bewegungen auf die Flügel zu übertragen.

Gegenstand der Erfindung ist nun eine besondere Ausbildung dieser Steuervorrichtung, deren Merkmal darin besteht, daß die in bekannter Weise innerhalb der Nabe angeordnete sowohl um ein Kugelgelenk verschwenkbare als auch heb- und senkbare Steuersäule zur periodischen unterschiedlichen bzw. einheitlichen Anstellungsänderung der Flügel oberhalb der Wurzcl-gelenkachsen Arme trägt, die durch Lenker mit den anstelländerbaren Teilen der Flügel verbunden sind, und daß das Steuersäulenkugelgelenk in seiner mittleren Lage sich etwa in der Höhe des Wurzelgelenk-achsenschnittpunktes befindet.

Auf diese Weise läßt sich in jedem Fall eine weiche und genaue Steuerung der anstelländerbaren Flügel erreichen, So daß sich ein sehr gleichmäßiger und sicherer Flug eines so ausgebildeten Steilschraubers ergibt.

Patentansprüche :

1. Steilschrauber mit anstelländerbaren Flügeln, deren rechtwinklig zur Umlaufachse gerichtete Wurzelgelenkachsen sämtlich die Umlaufachse in demselben Punkte schneiden, dadurch gekennzeichnet, daß die in bekannter Weise innerhalb der Nabe angeordnete sowohl um ein Kugelgelenk verschwenkbare als auch heb- und senkbare Steuersäule zur periodisch unterschiedlichen bzw. einheitlichen Einstelländerung der Flügel oberhalb der Wurzelgelenkachsen Arme trägt, die durch Lenker mit den einstelländerbaren Teilen der Flügel verbunden sind, und daß das Steuersäulenkugelgelenk in seiner mittleren Lage sich etwa in Höhe des Wurzelgelenkachsenschnittpunktes befindet.

2. Steilschrauber nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß- die Flügel an ihrer Wurzel Gabeln von gleicher Form aufweisen, dfe'einelneinanderanord-nung der Gabeln dadurch ermöglicht, daß der rechte (oder linke) Zinken der einen Gabel den linken (bzw. rechten) Zinken der benachbarten Gabel außen umgreift.

3. Steilschrauber nach den Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die ringförmige Vereinigung, die von den sich umgreifenden Gabeln gebildet ist, in dem Raum zwischen zwei Ringen (2, 3) der Nabe, einem inneren und einem äußeren, vorgesehen ist, die die Laser für die Wurzelgelenkachsen (4) tragen.

4. Steilschrauber nach den Ansprüchen 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die umgreifende Gabelzinke an der Stelle des Zapfens für die benachbarte Gabel Aussparungen oder Kröpfungen zum Freigehen aufweist.

Fahrwerk (Gr. 40—41).

fl Atii« Pat 658 143 v- 14- 7- 33, veröff. u 23. 3. 38. Dr.-Ing, e. h. Dr. h. c.

Ernst Heinkel, Warnemünde. Bollwerk für Flugzeuge.

Patentansprüche: 1. Rollwerk für Flugzeuge mit das Rad tragendem seitlichem Achsstummel, der einseitig an einem als

* o o

Abb.S Abt. 6

Schieber ausgebildeten Halter befestigt ist, der an einer annähernd in Richtung der Hauptstoßkraft beim Landen geradlinig verlaufenden Strebe sitzt, gegen Verdrehung durch Federkeil o. dgl. gesichert ist und unter der Wirkung einer im Innern dieser Strebe liegenden Abfederung steht, dadurch gekennzeichnet, daß der Achsstummel nicht am unteren Ende des schieberförmigen Halters, sondern an einem höher gelegenen, eine äußere Führungsbuchse auf der Federstrebe bildenden Teil desselben sitzt, wobei der bis zur Laufradachse herabreichende Teil der Strebe für die A,bfederungSführung ausgenutzt und die Abfederung tief gelegt wird.

2. Roll werk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Strebe so gebogen ist, daß sie nur im unteren als Stoßdämpfer wirkenden Teil annähernd senkrecht, im oberen Teil dagegen schräg verläuft.

3. Rollwerk nach den Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Anschlußstellen der Spanndrähte bzw. Streben (d, f) derart gegeneinander versetzt sind, daß die Anschlüsse für die zu den Flügeln führende Verspannung oberhalb und die Anschlüsse für die Verspannung zwischen den Fahrwerkstreben unterhalb jedes Fahrwerkstrebenknies angeordnet sind.

Fallschirme und sonstige Rettungsvorrichtungen (Gr. 21—23).

cQi Pat- 658 862 v. 17. 10. 34, veröff.

14. 4. 38. Societe dite: „L'Aviorex" Dreyius Freres, Clichy, Seine, Frankreich.

Fallschirm.

Die Einschaltung einer Reibungsbremse von im wesentlichen unveränderlicher Bremskraft in das Seilwerk des Fallschirmes ist an sich bekannt. Die bekannte Reibungsbremse besteht aus einer Seiltrommel mit konischer Bohrung, in die ein konischer, mit der

Fallschirmtragfläche verbundener Zapfen derart hineinragt, daß zwischen beiden Teilen eine starke Reibung herrscht, die ein Verdrehen beider Teile gegeneinander bremst.

Die bekannte Bremsvorrichtung ist verhältnismäßig verwickelt und verteuert den Fallschirm. Außerdem können zwischen dem konischen Zapfen und der Trommel Fressungen eintreten, durch welche die Bremse unwirksam gemacht werden kann.

Gemäß der Erfindung werden diese Nachteile der bekannten Reibungsbremse auf einfache Weise vermieden, und zwar dadurch, daß die eine der beiden Reibflächen der Reibungsbremse durch die Außenwand mehrerer zu dem Seilwerke gehörender Seilabschnitte gebildet wird, die symmetrisch zu der Stelle liegen, an der der Träger der anderen Reibfläche, die an der Außenwand der genannten Seilabschnitte bei der Vergrößerung des Abstandes zwischen der Fallschirmtragfläche und dem Fallschirmtragenden in axialer Richtung reibend entlang gleitet, an den zugehörigen Fallschirmteil angeschlossen ist.

Die genannte symmetrische Anordnung der einzelnen Reibflächen hat zur Folge, daß die in dem Seilwerk auftretenden Zugkräfte oder ihre Resultierenden immer in der Achse des Seilwerkes verlaufen und keine exzentrischen Kräfte auftreten, welche einerseits eine ungünstige Beanspruchung des Seilwerkes zur Folge haben und andererseits Klemmungen im Seilwerk herbeiführen können.

Patentansprüche:

1. Fallschirm mit in das Seilwerk zwischen der -Fallschirmtragfläche und dem Fallschirmtragenden eingeschalteter Reibungsbremse von im wesentlichen unveränderter Bremskraft während des Bremsvorganges,

dadurch gekennzeichnet, daß die eine der beiden Reibflächen der Reibungsbremse durch die Außenwand mehrerer zu dem Seilwerke gehörender Seilabschnitte (16) gebildet wird, die symmetrisch zu der Stelle (14) liegen, an der der Träger (13) der anderen Reibfläche (15), die an der Außenwand der genannten Seilabschnitte bei der Vergrößerung des Abstandes zwischen der Fallschirmtragfläche und dem Fallschirmtragenden in axialer Richtung reibend entlang gleitet, an den zugehörigen Fallschirmteil (C) angeschlossen ist.

2. Fallschirm nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die zu der Reibungsbremse gehörenden Seilabschn-itte (16), welche beispielsweise an dem Fallschirmtragenden befestigt sind, durch Bohrungen (15) eines beispielsweise mit dem Fallschirmtragenden verbundenen und den zweiten Teil der Reibungsbremse bildenden Körpers (13) hindurchgeführt sind, deren Bohrungsdurchmesser (15) kleiner ist als der Durchmesser der Seilabschnitte (16). im freien Zustande.

3. Fallschirm nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Körper (13), an dem die Fall-schirmaufhängeschnüre (B) verankert sind, zwei Bohrungen (15) aufweist, durch welche das Kabel (16), zu dem die die eine Reibfläche bildenden Seilabschnitte gehören, unter Bildung einer den Gürtel (12) umschließenden Schlaufe hindurchgeführt ist.

4. Fallschirm nach Anspruch 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die in dem Körper (13) vorgesehenen Bohrungen (15) durch Röhrchen gebildet sind, die mehrteilig und in ihrem Durchmesser einstellbar sein können.

r 9^Pat 657 957 v- 26- 7- 36> veröff. ^ 1? 3 38 Autoflug? Inh. Gerhard

Sedlmayr, Berlin-Tempelhof. Rückenpolster für Fall&chirmbegnrtungen.

Patentansprüche:

1. Rückenpolster für Fallschirmbegurtungen, dadurch gekennzeichnet, daß das Polster aus zwei miteinander lösbar verbundenen Teilen (1, 2) besteht, von denen der eine (1) die zum Körper des Fliegers führenden Gurte (3), der andere (2) die zum Fallschirm führenden Gurte oder Gurtteile (6) trägt.

2. Rückenpolster nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die zum Fallschirm führenden Gurtungen (6) an der Außenseite des Polsterteiles (2) in über dessen Länge laufenden, auf der einen Längsseite fest, auf der anderen Längsseite lösbar mit dem Polsterteil (2) verbundenen Deckklappen (7) gelagert sind.

Pat.-Samml. Nr. 19 wurde im „FLUGSPORT" XXX., Heft 9, am 27.4. 1938 veröffentlicht.

Dreizylinder-Flugmotor Szekely. Vorderansicht, die Stoßstangen für die Steuerung liegen hinter den Zylindern.

Werkbad

Bohrung 105 mm, Hub 120 mm, Hubraum 3 1, Nennleistung 45 PS bei 1750 U/min, Trockengewicht 67 kg, Brennstoffverbrauch 270g/PSh, Ölverbrauch 7 g/PSh, Einheitsgewicht 1,49 kg/PS, Hubraum-gewicht 22,3 kg/1, Hubraumleistung 15 PS/1, mittl. Druck 7,9 atü. Sterndurchmesser 915 mm, Länge 635 mm.

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Warn

Sportflugmotor Lycomitig „0-145",

Die Aviation Manufacturing Corporation in Williamsport (Vereinigte Staaten) hat ihre Baureihe um einen luftgekühlten Vierzylinder erweitert, der vor allem für die leichteren Sportflugzeuge der unteren Preisklasse gedacht ist. Die Zylinder sind nicht in Reihe, sondern in der in Amerika für diese Größenklasse bevorzugten Doppelboxerbauweise gegenüberliegend angeordnet.

Bemerkenswert ist die Ausführung des Kurbelgehäuses, das senkrecht geteilt und mit den Zylinderkörpern in einem Stück gegossen ist. Die vierfach gekröpfte, in einem Stück geschmiedete Kurbelwelle wird in drei Gleitlagern gehalten. Das gesamte Triebwerk ist von oben durch einen großen Leichtmetalldeckel gut zugänglich.

Geschmiedete Stahlpleuel mit geteiltem Lager. An der Kurbelwelle Leichtmetallschalen, im Kolben Bronzebüchsen. Schwimmender Bolzen mit Leichtmetallpilzen. Topfkolben mit zwei Dicht- und einem Oelabstreifring. Kolbenwerkstoff: Lo-Ex (eine eutektische Al-Si-Le-:gierung, etwa der in Deutschland bevorzugten Legierung EC 124 entsprechend, mit guten Laufeigenschaften und einer geringen Wärmedehnung).

Leichtmetall-Zylinderköpfe, Befestigung mit 8 Bolzen. Je ein Ein-und ein Auslaßventil pro Zylinder, Antrieb durch Stoßstangen und Kipphebel von _

der unter dem Kurbelgehäuse

liegenden Nockenwelle aus. Vollkommen gekapselt und reichlich verrippt.

Unter dem Kurbelgehäuse eine Oelwanne mit eingegossenen Ansaug-

Vierzylinder-Flug-motor Lycoming, Leistung 50 PS.

Werkbrtd

kanälen (Vorwärmung), darunter ein Bendix-Stromberg-Vergaser. Am hinteren Gehäusedeckel ein Scintilla-Magnet.

Bohrung 91 mm, Hub 89 mm, Hubraum insgesamt 2,37 1, Verdichtungsverhältnis 1:5,75, Nennleistung 50 PS bei 2300 U/min, Brennstoffverbrauch im Reiseflug 270 g/PSh, Oelverbrauch 11 g/PSh, Trok-kengewicht 68 kg, Breite 750 mm, Höhe 500 mm, Länge 600 mm.

Auf der Luftfahrtausstellung in Chicago zeigten die Criley-Nor-man Aircraft Industries aus Kansas City einen Starter, der in der Hauptsache aus leicht erhältlichen, billigen Teilen von hydraulischen Kraftwagenbremsen hergestellt ist.

Energiespeicher ist ein Druckluftbehälter mit etwa 12 atü Ausgangsspannung, die auf 40 bis 50 atü erhöht wird. Das Aufladen geschieht, indem der Pilot mittels einer Handkurbel Drucköl in einen Zylinder fördert, in dem ein doppeltwirkender Kolben sitzt. Dieser Kolben drückt beim Nachpumpen von Oel die Luft in dem angeschlossenen Behälter zusammen. Durch eine Zahnstange und ein Freilaufrad arbeitet,er beim Rückwärtsbewegen auf die Kurbelwelle.

Nachdem der Kolben die Luft auf den höchstzulässigen Druck gebracht hat, wird er arretiert und erst ausgelöst, wenn der Motor an-

Anlasser für Kleinflugmotoren.

gelassen werden soll. Nachteilig sind zweifellos die hohen Zahndrücke, die auch von den Lagern der Kurbelwelle aufgenommen werden müssen. Von Vorteil dagegen ist es, daß man denStarter jederzeit „schußfertig" haben kann. Das Gewicht der Anlage, die bis zu Motorleistungen von 90 PS anwendbar ist, beträgt rd. 2,5 kg.

Criley-Norman-Anlasser für Kleinflugmotoren.

Bild: Aero Digest

De flavilland „Gipsy Major",

einer der wenigen kleineren Flugmotoren, die Serien von mehr als 1000 Stück erreichen. Auf Grund der Betriebserfah-rungen mit 2200 Motoren dieses

Baumusters

wurde vor kurzem die Laufzeit zwischen zwei Generalüberholungen vom Werk von

750 auf 1000 Stunden herauf-

gesetzt.

Werkbild:

KCW5TRUKIKMS INZELHEITEH

Elastische Rohrkupplung wird von der Avimo Ltd. in Taunton (England) auf den Markt gebracht. Beide Rohrenden bzw. Einsatzstücke besitzen eine gewellte Außenseite mit zwei niedrigen Flanschen. Ein Ring aus elastischem Material, das gegen Wasser, Glykol, Brennstoff und Schmierstoff unempfindlich ist, wird auf die Enden geschoben und durch eine zweiteilige Blechhülse und einen ringförmigen Spanner in die Rillen eingedrückt. Die Verbindung ist nicht absolut starr, sie gestattet den Ausgleich kleiner Winkelabweichungen C p ß und erfordert beim Anschließen und Lösen angeblich weniger Zeit als eine der üblichen Rohrkupplungen. Bemerkenswert ist der kleine Außendurchmesser.

Avimo-Rohrkupplung. A u. B Rohrenden, C elastischer Ring, D zweiteilige Blechhülse, die so ausgeführt ist, daß der Ring C gleichmäßig am ganzen Umfang angedrückt wird, E Spanner.

Zeichnung: The Aeroplane

Quersteuerung durch Spalte im Flügel und Saugluft wurde in England durch Patent (Vickers - Ellis) geschützt. Der Grundgedanke ist, an der Flügelspitze auf der Saugseite in der Nähe der Hinterkante Luft abzusaugen, um das Abreißen der Strömung zu verhindern. Am einfachsten verbindet man diesen Spalt mit einer Stelle, an der möglichst großer Unterdruck vorhanden ist, vorzugsweise also

Schematische Darstellung der Wirkungsweise der Quersteuerung nach Vickers-Ellis

mit Absaugung. Mercier-Haube an

einem Flugzeug vom Typ Liore et Olivier „LeO 46" (vgl. „Flugsport" 1936, S. 620).

mit der Saugseite in der Nähe der Flügelnase. Der Steuerknüppel bzw. das Handrad betätigt dann das Ventil, durch das die Verbindung zwischen den beiden Ausschnitten hergestellt wird. Diese Art der Servosteuerung ist auch für andere Ruder brauchbar. Erforderlich ist nur, einen mit dem Ausschlag wachsenden Widerstand in die Steuerung einzuschalten, um das Gefühl zu erhalten. Nachteilig ist die direkte Abhängigkeit vom Staudruck, weil sie außer der bei niedrigen Geschwindigkeiten an sich geringen Auftriebsänderung an der Flü--gelspitze auch noch ein langsameres Ansprechen ergibt.

Zweiwegkühlung für Sternmotoren nach Patent Mercier wird von Liore et Olivier erprobt. Der Lufteintritt erfolgt in der üblichen Weise durch eine ringförmige Oeffnung in der Motorverkleidung, Der Strömungsquerschnitt ist jedoch enger als üblich gehalten und erweitert sich nach hinten. Damit wird die Geschwindigkeit verringert und der Druck erhöht.

Nach dem Vorbeiströmen an den Rippen des Zylinderschaftes wird die Luft umgelenkt und fließt am Kopf und an den Ventilen vorbei wieder nach vorn. Der Austritt erfolgt durch einen regelbaren Ringspalt, der im Bereich des größten Unterdruckes angebracht ist. Um die Durchflußmenge zu erhöhen, können Ein- und Austrittsquerschnitt gleichzeitig vergrößert werden, die

Oben: Schnitt durch eine Mercierhaube (Zeichnung: The Aeroplane). Links: Schematische Darstellung der Strömung an einer NACA- und einer MercierHaube (Zeichnung: L'Air).

hervorstehende Nase vor dem hinteren Spalt ergibt außerdem einen höheren Sog. Eine ähnliche Kühlluftführung wurde vor einiger Zeit auch vom NACA untersucht.

PLUG UND5CHÄ

Inland.

Verordnung über Einführung deutschen Luftrechts im Lande Oesterreich.

Vom 1. April 1938 (RGBl. I S. 355). Auf Grund des Gesetzes über die Wiedervereinigung Oesterreichs mit dem Deutschen Reich vom 13. März 1938 (RGBl. I S. 237) wird folgendes verordnet:

§ 1.(1) Das Luftverkehrsgesetz in der Fassung vom 21. August 1936 (RGBL I S. 653),

die Verordnung über Luftverkehr vom 21. August 1936 (RGBl. I S. 659) in der Fassung der Verordnungen vom 31. März, 12. Juli und 15. Dezember 1937 (RGBl. I S. 432, 815 und 1387) und

die Verordnung über den Reichswetterdienst vom 6. April 1934 (RGBl. I S. 301) sind im Lande Oesterreich sinngemäß anzuwenden.

(2) Die vor dem Inkrafttreten dieser Verordnung auf Grund der bisherigen österreichischen Vorschriften erteilten Genehmigungen und Erlaubnisse bleiben in Kraft. Für die weitere Ausübung gelten die durch Abs. 1 eingeführten Vorschriften.

§ 2. (1) Als nachgeordnete Behörde des Reichsministers der Luftfahrt im Lande

Oesterreich wird ein Luftamt in Wien errichtet.

(2) Der Bezirk des Luftamts umfaßt das Land Oesterreich. Berlin, den 1. April 1938.

Der Reichsminister der Luftfahrt Der Reichsminister des Innern

Dornier-Weltrekordflugzeug Do 18 wurde am 8. April vorn Flugstützpunkt „Friesenland" deriLufthansa zum Rückflug über die4000-km-Strecke nach Las Palmas abgeschleudert. Weiterflug nach Travemünde erfolgte am 14. abends. Nach Bewältigung der 3500 km langen Strecke 15. 4. 12.30 Uhr Wasserung in Travemünde, wo die Besatzung von ihren Angehörigen, Vertretern von Dornier, Junkers und der DLH empfangen wurden.

Deutschlandflug 1938 Ziel Wien. Ueber die Gründung der Gruppe 17 (Oesterreich) des NSFK. berichteten wir bereits in der letzten Nummer des „Flugsport". Gruppenf. Dr. Fritz Simmer (Afrikaflieger), Ing. Peter Lerch (Segelflieger), Stabsführ. Dr. Kühnelt. Die Fliegerkameraden in dieser Gruppe werden sehr schnell Beschäftigung erhalten. Korpsführer Christiansen hat bereits Wien als Ziel des Deutschlandfluges 1938, 22.—29. Mai, bestimmt. Von der neuen Gruppe 17 (Oesterreich) nehmen drei Ketten mit zusammen 9 Motorflugzeugen am Deutschlandflug teil. Am 29. Mai treffen alle an diesem Wettbewerb teilnehmenden Flugzeuge — rund 400 werden es sein — auf dem Flughafen Aspern bei Wien ein. Außer Wien, als Endpunkt, sind in der Ostmark noch drei Wertungsplätze vorgesehen, nämlich Linz, Salzburg und Innsbruck.

Von der Feier anläßlich des 20. Todestages des „roten Kampffliegers" in Döberitz. Der Oberbefehlshaber der Luftwaffe Generalfeldmarschall Göring enthüllt das Denkmal für Deutschlands größten Fliegerhelden Manfred Freiherr von Richthofen. Links vom Denkmal einer der alten Dreidecker, wie sie von Richthofen geflogen

In Vertretung: Milch.

In Vertretung: Pfundtner.

wurden.

Weltbild

Luftwaffe-Beförderungen: Ab 1. April 38 zu Generalleutnanten der charakterisierte Generalleutnant Volkmann, die Generalmajore Kitzinger, Weise, Grauert, Wimmer; zu Generalmajoren der charakterisierte Generalmajor Fahnert, die Obersten Haubold, Student, Loerzer, Martini; den Charakter als Generalmajore erhielten die Obersten Schwub, v. Stubenrauch, v. Kotze.

NSFK-Beförderungen d. Korpsf. Generalltn. Christiansen ab 17. 4. Stabsführer, NSFK-Oberf. Alfred Krüger, zum Gruppenf.; Chef d. Verwaltungsamts, NSFK-Verwaltungsoberf. Johannes Gerner, zum Verwaltungsbrigadef.; Adjutant d. Korpsführers, NSFK-Sturmbannf. Fritz Westerkamp, zum Obersturmbannf.; NSFK-Obersturmführer Max Eichhorn u. Hermann Solmecke zu Hauptsturmf.; NSFK-Verwaltungsobersturmf. Erich Kunz zum Verwaltungshauptsturmf.; Musik-zugf. NSFK-Sturmf. Max Klinke zum Obersturmf.; NSFK-Obertruppführer Hasso Conrad u. Rudolf Knispel sowie der NSFK-Oberscharf. Karl Neubäumer zu Sturmf.; NSFK-Verwaltungsobertruppf. Heinrich Strube zum Verwaltungssturmf.

Nurflügelflugzeug „Horten II" flog am 17. 4., Flugzeugführer Scheidhauer, von Bonn nach Baden-Baden, etwa 240 km, Flugdauer 6 Std. Bereits am 10. 4. flog Scheidhauer von Bonn nach Saarburg, 142 km. Schlepphöhe in Bonn 600 m, größte erreichte Höhe 2700 m.

Westerland/Sylt—Syke, 20 km südlich von Bremen, Entfernung 230 km, flog S e g elf 1 ugh aup tl eh r e r Klietz von der Reichs schule für Segelflugsport des NSFK. Westerland am 18. 4.

Was gibt es sonst Neues?

General Loerzer Inspekteur d. Jagdflieg.

USA stellte 1937 3773 Flugzeuge her gegen 3010 im Jahre 1936. South African Airways besitzt 38 Flugzeuge, davon 33 Junkers-Typen. Fliegerfilm, Titel „Pour-le-merite", Manuskript Fred Hildenbrandt, wird von Karl Ritter nach Pfingsten gedreht.

Ausland.

Croydon-Luxemburg-Luftverkehr wurde am 20. 4. von der Olley Air Services Ltd. eröffnet. Die Strecke wird wöchentlich zweimal beflogen und stellt die erste Luftverbindung nach Luxemburg dar.

Australien—England in 5 Tg. 5 Std. 21 Min. flog australischer Flieger Broadbent, 27 Jahre alt. Er landete am 22. 4. in Lympne 10.52 Uhr. Broadbent hat damit die Leistung von Joan Batten um 12 Std. 54 Min. unterboten.

Graf Ilagenburg Sieger in St. Germain, internationaler Meisterschaftspokal, auf Bücker „Jungmeister" mit 785 Pkt. vor dem tschechischen Meister Novak (776 Pkt.) und dem französischen Meister Cavalli (556 Pkt.). Bekanntlich ist Graf Hagenburg deutscher Kunstflugmeister und Olympiasieger.

Caproni-Bombenflugzeug „Ca. 135" mit zwei Isotta-Fraschini-Motoren vom Typ „XI R. C. 40" von je 900 PS. Normale Bombenlast 2000 kg, Reichweite dabei 2000 km. Höchstgeschwindigkeit 420 km/h, Landegeschw. 115 km/h, absolute Gipfelhöhe 8000 m. Bemerkenswert ist die Anordnung der Seitenleitwerke. Eine Typenbeschreibung mit Uebersichtszeichnung ist im „Flugsport" 1937 auf S. 578 und 1938 auf S. 38 veröffentlicht. Werkbilder

British Airways gaben eine weitere ,,Ju 52" in Auftrag.

Französ. Flugstützpunkte im Stillen Ozean, beabsichtigt die französische Regierung einzurichten. Nach einer Verordnung verlangt sie die Souveränität über alle Gebiete zwischen dem 136. und 142. Längengrad südlich des 60. Breitengrades.

Romano 110, ein Kampfmehrsitzer mit zwei Renault-Motoren von je 450 PS, soll mit 24 m2 Fläche, 3200 kg Fluggewicht (133 kg/m2) in 3500 m Höhe 480 km Höchstgeschwindigkeit erreichen. Reichweite bei 320 km/h 1300 km. Gipfelhöhe rd. 10 000 m. Gegenwärtig ist die Mustermaschine in Erprobung.

Breguet 730, ein viermotoriges Verkehrsflugboot von 28 t Fluggewicht, führt die ersten Probeflüge aus. Eine Baubeschreibung mit Leistungsangaben veröffentlichten wir 1937 auf S. 406.

Regnier-Flugmotor von 90/100 PS wird in den Vereinigten Staaten von der Allied Aviation Corporation in Glendale in Lizenz gebaut.

Turin—Paris—London-Luftverkehr wird am 2. 5. von der „Ala Littoria" mit zweimotorigen Tiefdeckern des Baumusters Fiat „G. 18 V" eröffnet.

Savoia S. 79 starteten bei dem Flug Rom—Rio de Janeiro (vgl. „Flugsport" 1938, S. 70) mit 230 kg/m2 Flächenbelastung und 5 kg/PS Leistungsbelastung in 20—25 Sekunden. Anlauf mit 14 000 kg Fluggewicht 650 m, Motorleistung mit 100 Oktan für 5 Minuten um 35% höher als die Nennleistung mit 87 Oktan. Anteil der Zuladung am Fluggewicht 53°/o.

Tipsy-Leichteinsitzer wird in Frankreich vom Service Technique wegen Instabilität nicht zugelassen.

Schwedens Luftverkehr erfuhr im vergangenen Jahr eine bedeutende Steigerung. Die Anzahl der Fluggäste, die von der A. B. Aerotransport befördert wurden, stieg auf 41 473, die Anzahl der Passagierkilometer um 108°/o auf 12 150 000.

Dänemarks Luftverkehrsgesellschaft DDL. besitzt z. Zt. eine Focke-Wulf „Cond'or", eine „Ju 52" und fünf Fokker-Maschinen.

Tschechische Luftwaffe besitzt z. Zt. nach „Aero-Revue" 7 Fliegerregimenter mit den Standorten Prag, Olmütz, Pistyan, Königgrätz, Brünn und Uzhorod. Jedes Regiment besteht aus 9—12 Staffeln und einer Ersatzgruppe. Zu einer Staffel gehören 10—15 Flugzeuge. Insgesamt verfügt die Tschechoslowakei über etwa 1300 Kriegsflugzeuge. An Flughäfen sind vorhanden: 18 für die Luftwaffe,

Douglas „D. C. 4" in der Montagehalle. Im Hintergrund eine zweimotorige „D. C. 3".

Werkbfld

Der Rumpf des viermotorigen Verkehrstiefdeckers „D. C. 4" wird auf das Flügelmittelstück gesetzt. Man beachte die große ungeteilte Länge des Flügels.

10 für die Luftpolizei, 17 für den Luftverkehr, 4 bei Flugzeugfirmen und 18 für die Sportfliegerei. Daneben gibt es noch 80 Notlandeplätze.

147 Loopings machte Mole, engl. Geschwaderführer, in Aegypten mit einem Gleitflugzeug aus 4700 m Höhe. Er war hierbei so durchgedreht, daß er den Flugplatz um 3 km verfehlte. Hirth brachte es bekanntlich 1934 auf 125 Loopings.

Lycoming, eine Unterabteilung der Aviation Manufacturing Corp. in Williamsport will nach 18monatigen Versuchen zur Einführung von hohlen Stahlblättern für Luftschrauben übergehen. Das Blatt wird aus einem nahtlos gezogenen Chrom-Molybdän-Rohr hergestellt.

Douglas „D. C. 4"

kurz vor der Vollendung. Bekanntlich erteilten die fünf größten amerikanischen Luftver-kehrsgesellsch. vor etwa zwei Jahren einen Auftrag über diesen viermotorigen Tiefdecker für 42 Fluggäste. Die erste Maschine, deren Entwicklungskosten auf 1,5 Mill. Dollar geschätzt werden, wird in

Kürze flugfertig sein. Das Bild zeigt

das einziehbare Stoßrad im Rumpfbug (die D. C. 4 hat

ein Dreiradfahrwerk, wie sie neuerdings von verschiedenen Seiten wieder versucht

werden). Eine Typenbeschreibung mit Uebersichtszeichnung und Leistungsdaten ist im „Flugsport" 1937 auf S. 322 veröffentlicht. Werkbild

Amerikanischer Segelflugwettbewerb findet vom 29. 8.—7. 9. in Frankfort, Michigan, statt.

Internationale Luftrennen in Oakland, Cal. finden vom 10.—12. 6. statt. Aeronca bestellte 500 Menasco-Motoren von 50 PS.

Feuerlöscher mit Wasservernebier werden in Amerika benutzt. Wasser aus dem Hydranten oder bei kleineren Bränden aus einem tragbaren Tank wird fein zerstäubt und auf den Brandherd geblasen. Die starke Kühlwirkung durch die Verdampfung und die Verminderung der Sauerstoffzufuhr bringen das Feuer zum Ersticken.

Seversky beabsichtigt, in nächster Zeit sein neues Jagdflugzeug in Europa vorzuführen.

Konstruktionsausschreibung der Pan American Airways für ein Flugboot mit 8000 km Reichweite bei 320 km/h Geschwindigkeit und 100 Fluggästen findet anscheinend, wie „Les Ailes" berichten, auch in Amerika keine restlose Zustimmung. Von den acht Firmen haben Curtiss, Glenn Martin und North American Aviation nicht geantwortet. Lockheed erklärte, daß die Aufgabenstellung des Projektes über die Erfahrungen der Firma hinausginge. Boeing, Douglas, Consolidated und Sikorsky haben Vorschläge ausgearbeitet.

Nationale Flugzeug- und Boot-Ausstellung in Los Angeles fand vom 2.—10. 4. statt. Von den in der Umgebung von Los Angeles ansässigen Industrien zeigten Lockheed einen zweimotorigen Tiefdecker ,,14", Douglas einen zweimotorigen Bomber „B. 18", Vultee den im Ausland vielfach benutzten Angriffsmehrsitzer „V-ll GB", Ryan seinen neuen Reisetiefdecker „SC" und die Firmen Northrop, Cessna, Piper, Taylorcraft, Aeronca, Porterfield, Gwinn, Rearwin, Western Pirate, Fairchild, Beechcraft, Stinson, Bellanca, Waco, Howard und Seversky verschiedene ihrer bereits bekannten Baumuster, zumeist kleinere Sport- und Reiseflugzeuge. Außer 24 Flugzeugfirmen und sechs Motorenherstellern waren etwa 25 Zubehörwerke vertreten.

Südafrika, von Wolf Hirth erhalten wir folgenden Brief:

Johannesburg, 12. 4. 1938.

Mein lieber Herr Ursinus!

Muß Ihnen doch auch mal ein paar Worte schreiben, nachdem ich schon über eine Woche hier im Lande lebe. Gestern, nein, genauer am Sonntag, dem 10. April, dem Tag der großen Abstimmung in Oesterreich, habe ich auch meinen ersten motorlosen Start hier versucht und dabei den Dusel gehabt, sofort aus dem Autoschlepp Thermikanschluß zu bekommen. Das gab dann in der einzigen Minimoa, die bisher im Lande ist, einen Flug von 2V4 Std. über dem Segelfluggelände Albeston des Transvaal-Pioneer-Gliding-Club, über dem Rand-Airport und einer Reihe von Goldminen. Das Wetter ist hier ja meistens wundervoll klar. Man hat eine prächtige Fernsicht und dabei ausgezeichnete Thermik. — Mein Flug hierher mit dem Bücker „Jungmann" verlief einwandfrei. Ich hatte ja keine Eile, sondern ließ mir viel Zeit, um Land und Leute kennen zu lernen.

Am 4. 3. flog ich in München ab bis Budapest, am 5. nach Belgrad, am 7. nach Sofia und Istanbul, am 9. nach Ankara, am 11. nach Aleppo, am 12. nach Damaskus, am 14. nach Kairo, 16. nach Assuan, 17. über Wadi Haifa und Atbara nach Karthum, 18. nach Malakal und Juba, 19. nach Kisumu und Nairobi. Dort bis zum 22.*). — Am 23. dann Arnsha*), am 24. nach Moshi*) am Kilimandscharo. Am 26. nach Dodoma, 27. nach Mbeya*). Am 29. nach Bröken Hill, am 30. nach Lusaka, Salisbury und Umtali*), am 31. nach Bulawayo*). Am 1. 4. endlich kam ich über Piebersburg als Aprilscherz in Johannesburg an. Von Juba ab begannen gute Segelflugverhältnisse (thermisch). Hier das Land ist ganz herrlich für Thermikflug. Schon 2 oder 3 Jungen des Clubs haben ihre „C" thermisch vom Autoschlepp aus geflogen. Bis Ostern, wo ein Segelfliegertreffen ist, bleibe ich hier, dann will ich mit der Bücker einen Rundflug machen von hier nach Durban, East

*) Hielt Vorträge über Segelflug!

London, Port Elizabeth, Kapstadt und Bloomfontein. Am 6. Mai fahre ich mit einem Auto hier weg und will in 4 Tagen nach Windhuk fahren, von dort nach Swakopmund, von der Walfischbay dann nach Hause.

Kapstadt-Segelflugwettbewerb, 25.—28. Dez. 1937, brachte unter guter Beteiligung schöne Ergebnisse. In dem 30 km von Kapstadt entfernten Segelfluggelände auf dem Koeberg trafen sich sämtliche Segelflugklubs von Südafrika. Gleichzeitig fand ein Schulkursus unter Leitung von Bartaune statt. Ergebnis: 4 „C", 2 „B" und 2 „A" sowie Einzelprüfungen für die Silber „C". An dem Wettbewerb nahmen teil vom Kapstadt-Club ein Falcon III, ein Grünau Baby, ein Kadett, eine Grünau 9 und ein Dagling; vom Transvaal-Club eine Grünau und eine Minimoa, benannt „Günther Groenhoff"; vom Port-Elisabeth-Club Bartaunes Rhönadler und ein Wolf; vom Swakopmund-Club noch ein Wolf und außerdem eine Blue Wren, die gerade von England ankam als Eigentum des Rand-Gliding-Club. Ergebnisse: Gesamtflugzeit IIIV2 Std. Für Gesamtflugleistungen Argus-Trophäe Transvaal-Pioneer-Club; für größte Höhe Junkers Trophäe Winter, Transvaal-Pioneer-Club; für größte Punktzahl Pidsley Memorial Trophy, Capt. Prinsloo; Geldpreise: Holthrop und Hakl. Hakl, welcher kurz zuvor erst seine ,,C" gemacht hatte, flog am 27. auf Grünau 7 Std. 35 Min. Weinstein auf Kadett flog am 27. 5 Std. 2 Min. Winter auf Minimoa am. 28. einen sehr schönen Ueberlandflug. In großer Höhe verschwand er zwischen dem Koeberg und dem Tygerberg und landete nach 3 Std. 20 Min. bei Aurora, ungefähr 130 km entfernt. Damit schlug er den südafrikanischen Entfernungsrekord, den 1936 Wills aufgestellt hatte. Holthrop auf Wolf landete nach 25 km in einer wilden Gegend und mußte 5 Std. marschieren, bis er eine Farm erreichte. Bernard Hamilton auf Blue Wren flog 5 Std. 10 Mim

Häusler-Benzinmotor für Flugmodelle.

Der von H. Häusler, Baierbrunn vor München, hergestellte Motor hat seine Zuverlässigkeit gelegentlich eines Zündkerzenversuches durch zwei Dauerläufe von je 10 Stunden mit 4700 U/min unter Beweis gestellt. Das Leichtmetall-

Modellflugmotor Häusler. Links oben die 15 g schwere Häusler-Zündkerze, rechts oben der Spritzvergaser, darunter die Kurbelgehäuserückwand mit dem

Unterbrecher. Zeichnungen: Thusius

Kolben

Modellflugmotor von Bauer, München. Das ungeteilte Kurbelgehäuse besteht aus Leichtmetall. Der Zylinder ist aus einem vollen Graugußteil herausgearbeitet, Kopf ebenfalls Grauguß, aufgeschraubt. Das Brennstoff-Luft-Gemisch wird durch den hohlen vorderen Zapfen der Kurbelwelle angesaugt und durch ein Kolbenfenster in den Verbrennungsraum gedrückt. Ein Brennstofftank sitzt an der Rückwand des Kurbelgehäuses, die Zufuhr zu dem Spritzvergaser erfolgt durch natürliches Gefälle. Hub räum 6,5 cm3, Leistung 0,1 PS.

Schnittzeichnung des Kratzsch-Motors „F 10 E" für Flugmodelle. Leistung bei 22 mm Hub und 25 mm Bohrung (9,6 cm3) und Verdichtung 1:5,5 0,18 bis 0,22 PS bei 2600 bis 4500 U/min. Weitere Einzelheiten dieses Motors brachten wir 1937 auf S. 234.

Zeichnungen: Thusius

kurbelgehäuse ist senkrecht geteilt, die beiden Hälften werden durch Schlitzkopfschrauben zusammengehalten. Kurbelwelle in zwei Caro-Bronzebüchsen gelagert, vorn konisch gehalten zur Aufnahme der gezahnten Mitnehmerscheibe für die Luftschraube. Leichtmetallzylinder mit Flansch, mit vier Schrauben auf dem Gehäuse befestigt. Eingezogene Stahllaufbüchse. Kopf aus Leichtmetall, mit Feingewinde ohne Dichtung auf den Zylinder aufgeschraubt. Kolben aus Leichtmetall, Kolbenringe Caro-Bronze. Senkrechtstehende Ablenkplatte auf dem Kolbenboden. Pleuellager oben und unten ebenfalls Caro-Bronze, Kolbenbolzen mit abgestuftem Preßsitz eingezogen, durch Pilz auf einer Seite gesichert.

Der Motor arbeitet nach dem Dreikanalprinzip, das Ueberströmen erfolgt durch ein Fenster im Kolbenschaft, der Ueberströmkanal im Zj^linder ist nach außen durch einen Deckel abgeschlossen. Spritzvergaser direkt am Ansaugkanal, die Düsenöffnung wird durch eine Nadel reguliert. Die Zündung erfolgt in der üblichen Weise durch Batterie, der Unterbrecher sitzt an der Rückwand des Kurbelgehäuses, er wird von dem einseitig abgeflachten hinteren Zapfen der Kurbelwelle betätigt. Die von Häusler selbst entwickelte Zündkerze ist zerlegbar und wiegt nur 15 g.

Bohrung 22 mm, Hub 27 mm, Hubraum 10,3 cm3, Leistung bei 4500 U/min 0,27 PS, bei 6000 U/min 0,3 PS, mittl. Druck bei 4500 U/min 2,6 atü. Gewicht mit Leichtmetallkonsol, Kondensator und Zündspule, ohne Propeller 500 g. Preis RM 50.—.

LuftpOSt-Zweitaktsternmotoren, bei denen Spülen und Laden durch die kinetische Energie der Abgase (die kurz nach Oeffnen des Auspuffkanals einen Unterdruck im Zylinder hervorruft) erfolgt, würden hinsichtlich Preis und Einfachheit des Aufbaus sehr günstig abschneiden. Zur Zeit ist trotz der vielversprechenden

Versuche von Petters und Kadenacy der beherrschbare Drehzahlbereich noch nicht groß, außerdem bestehen Schwierigkeiten beim Anlassen.

Aspinmotor (vgl. „Flugsport" 1938, S. 40) erreicht den auffallend niedrigen Verbrauch von 113 g/PSh nach Angaben des Herstellers. Eine Bestätigung durch von anderer Seite vorgenommene Messungen bleibt abzuwarten, wenn auch die extrem hohe Verdichtung eine Ueberlegenheit gegenüber normalen Motoren ergeben dürfte. In diesem Zusammenhang sei erwähnt, daß der Schneider-Pokal-Rennmotor von Napier aus dem Jahre 1928 145 g/PSh erreicht hat.

Berichtigung: Zu unserem Artikel „Freitragendes Leistungssegelflugzeug Condor II" teilt uns die DFS bezüglich der Leistungsangaben auf S. 151 mit, daß bei ihr an dem Segelflugzeug Condor II keine Leistungsmessungen durchgeführt worden sind.

Literatur,

(Nachsteh. Bücher können, soweit im Inland erschienen, von uns bezogen werden.)

Manfred Freiherr von Richthofen, der beste Jagdflieger des großen Krieges. Von Rolf Italiaander. A. Weichert Verlag, Berlin. Preis RM 1.65.

Generalleutnant Thomsen, im Kriege Chef des Feldflugwesens, sagt in seinem Geleitwort sehr treffend: „Die Jugend entzündet ihre Begeisterung an den Schillschen Offizieren, an den wilden, verwegenen Reitern Lützows und an dem jugendlichen Dichter und Streiter Theodor Körner." Und so klingt der Heldengesang in diesem Buch bis zu Ende. Die letzten Nachrichten über Richthofens Tod, die von der Mutter des Fliegers zur Verfügung gestellt wurden, werden mit manchen Irrtümern aufräumen. Ein lesenswertes Buch für unsere Jugend.

Ce qu'il faut savoir pour devenir pilote de vol ä voile. Von Charles u. Olga Girod. Verlag Etienne Chiron, 40, rue de Seine, Paris. Preis 30 Frs.

Nach dem vorliegenden Buch „Was man wissen muß, um Segelflugpilot zu werden" gliedert sich die Entwicklung des motorlosen Fluges in Frankreich in vier Zeitabschnitte: Die Vorläufer vor 1921; die Tätigkeit der Association fran-caise aerienne von 1921—1928; die Tätigkeit der Avia von 1928—1936; die Reorganisierung des Luftministers seit 1937.

Die Geschichte beginnt mit Chanute, dem Schüler Lilienthals, der in den ersten Jahren des Jahrhunderts in Kanada die Gleitflugversuche fortsetzte.

Angenehm berührt die im Französischen nicht gewohnte frische Ausdrucksweise. Das Buch wird sicher dazu beitragen, dem Segelflug in Frankreich weiteren Auftrieb zu geben.

jungen werden Flieger. Von Fritz Stamer. Franckhsche Verlagshandlung, Stuttgart. Preis RM 4,80.

Stamer hat in diesem Buch viel aus seinem eigenen Leben mit verarbeitet. Er schildert darin den Geist der echten Kameradschaft, die unermüdliche Arbeit des Segelfliegers an der Sache und an sich selbst, die erhebenden und die niederdrückenden Stunden. Die Darstellung ist so packend und lebensnah, daß man nur wünschen kann, recht viele deutsche Jungen möchten das Buch in die Hände bekommen.

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