Luftfahrt (Chronik und Geschichte) - Zeitschrift Flugsport Heft 24/1938

Illustrierte flugtechnische Zeitschrift und Anzeiger für das gesamte Flugwesen

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Nr. 24 23. November 1938 XXX. Jahrgang

Die nächste Nummer des „Flugsport" erscheint am 7. Dezember 1938

Pariser Salon.

16. Salon de l'Aviadon, 25. XI. bis 11. XII. 1938.

16 Pariser Salons verteilen sich auf 30 Jahre Flug-Entwicklung. Wenn man die Ausstellungsberichte im „Flugsport" seit 1909 nachliest, so bekommt man einen Ueberblick von dem Entwicklungsgang des Flugwesens.

Zur Förderung des Flugwesens haben die Pariser Salons viel beigetragen. Die Ausstellung und die gleichzeitig veranstalteten Kongresse bildeten den Treffpunkt der internationalen Flugzeug-Konstrukteure.

Seit dem letzten Salon 1936 hat sich das Bild im internationalen Flugwesen verschoben. Die Flugzeuge der deutschen Luftwaffe zeigen in der Entwick-GRAND PALAIS PARIS iung besondere Eigentümlichkeiten. Das

Grand-Palais hätte nicht ausgereicht, um die wichtigsten neueren Typen in natürlicher Größe auszustellen.

Auch in diesem Jahre hat sich das Ausstellungs-Komitee bemüht, die führenden Länder als Aussteller zu gewinnen.

England ist vertreten durch einen Stand des Air Ministry mit 3 Flugzeugen des Royal Air Force, durch 3 Flugzeugfirmen Hawker, Bristol, Phillips and Powis und 6 Motorenfirmen Armstrong, Black-burn, Napier, De Havilland, Bristol und Rolls-Royce. Zubehör-Industrie und Imperial Airways.

Belgien zeigt Militärflugzeugmuster der S. A. B. C. A. (Societe Anonyme Beige de Constructions Aeronautiques).

Brasilien gibt einen Ueberblick über den Stand seines Postflugwesens.

Holland Flugzeugfirmen Fokker und Koolhoven. Polen wird vertreten durch die P. Z. L. auf sechs Ständen, Militär-und Verkehrsflugzeuge.

Jugoslawien Stand Aeroput-Luftverkehrsgesellschaft.

Diese Nummer enthält Patent-Sammlung Nr. 30 und NACA-Bericht-Sammlung Nr. 11.

Schweiz zeigt auf einem Stand Zubehör.

Tschechoslowakei zwei Stände des Verkehrsministeriums, ein Stand Motoren-Walter.

U.S.A. 6 Stände: Douglas und Consolidated, vertreten in Europa durch Fokker, Curtiss Wright Motoren- und Flugzeugmodelle, United Aircraft Corp. Motoren, Pratt & Whitney und Versteilschraube Hydro-matik Hamilton, Flugzeug Chance Vought. Ferner verschiedene Sportflugzeuge Aeronca, Cub usw., ferner die Aviation Manufacturing Corporation, in der eine große Anzahl U. S. A.-Firmen zusammengeschlossen sind.

Frankreich ist am stärksten vertreten.

Die Ausstellung des Luftministeriums ist zu beiden Seiten der großen Freitreppe, welche aus dem Mittelteil der Halle nach den Gallerien führt, untergebracht. Ferner in den anschließenden Sälen die Stände der wissenschaftlichen Institute und des Luftverkehrs. Eine Ueberraschung wird das Modell eines Transatlantik-Flugbootes sein.

Die französische Flugzeugindustrie ist vertreten durch die neu gegründeten Gesellschaften, die die Serienaufträge der Regierung ausführen und die nach ihrer Lage im Lande folgende Anfangsbuchstaben tragen.

S. N. C. A. N. (Societe Nationale de Constructions Aeronautiques Nord) zeigt Potez-Schlacht- und Verkehrsflugzeuge.

S. N. C. A. 0. (Societe Nationale de Constructions Aeronautiques Ouest) Land- und Wasserflugzeuge Loire und Breguet.

S. N. C. A. C. (Societe Nationale de Constructions Aeronautiques Centre) Farman und Hanriot.

S. N. C. A. S. 0. (Societe Nationale de Constructions Aeronautiques Sud-Ouest) Bloch.

S.N. C.A.S.E. (Societe Nationale de Constructions Aeronautiques Sud-Est) Land- und Wasserflugzeuge Liore und Schulflugzeuge Romano.

S. N. C. A. M. (Societe Nationale de Constructions Aeronautiques Midi) Dewoitine-Schlacht- und Verkehrsmaschinen.

Die noch selbständigen Flugzeugfirmen stellen aus: Amiot S. E. C. M-Zweimotor 340, den General Vuillemin für seinen Flug nach Berlin benutzte. Aubert-Sportflugzeug, Breguet Modell des Zweimotor 690, Caudron-Jagdflugzeug, Moräne-Jagdflugzeug, S. F. C. A. Lignel-Sport- und Jagdflugzeug.

Von Kleinflugzeugen sind zu nennen „Duralumin", drei Baumuster von Kellner-Bechereau, Daspect und A. L. A. R.-Metallbauweise. Diese Flugzeuge waren an dem Wettbewerb der Firma Duralumin beteiligt. Ferner Kleinflugzeuge von Mignet, Andre Gerard und Rouge.

Die französische Motorenindustrie umfaßt 15 Stände: S. N. C. M. (Ste. Nationale de Constructions de Moteurs) Gnome & Rhone, Hi-spano Suiza, Renault, Salmson, Regnier, Alsthom, Potez, Bloch, Coa-talen, Farman, Mawen, Aster, Train, Jalbert.

Kongresse während des Salons finden statt: Vom 28. 11. bis 3. 12. der Kongreß der Luftgeographie unter Leitung des General Duval und vom 5. bis 11. 12. Kongreß des Luftverkehrs unter Leitung des Senators M. de la Grange, des Präsidenten des Aero-Club de France.

Deutschland ist auf dem Salon durch den Reichsverband der Deutschen Luftfahrtindustrie vertreten. Ursprünglich war in Aussicht genommen, den Condor 200 oder die Ju 90 auszustellen; infolge Schwierigkeiten bei der Montage in der Halle mußte hiervon Abstand genommen werden, so daß nur noch eine Do 17 untergebracht werden konnte.

Von den deutschen Ausstellern seien folgende genannt (die meisten Typen sind bereits im „Flugsport" ausführlich beschrieben):

Motor- und Segelflugzeuge: Ago-Flugzeugwerke, Oschersleben, Mod. Ao 192 „Der Kurier", s. „Flugsport" 1937, S. 264; Arado-Flugzeugwerke, Berlin-Babelsberg, Mod. Ar 79, s. „Flugsport" 1938, S. 285 u. 315; Blohm & Voß, Hamburg, Mod. Ha 139, s. „Flugsport" 1938, S. 429; Dornier-Werke, Friedrichshafen, Mod. Do 26 und Originalflugzeug Do 17, s. „Flugsport" 1938, S. 505 u. 35; Fieseier Flugzeugbau, Kassel, Mod. Fi 156 „Storch", s. „Flugsport" 1937, S. 432; Focke-Wulf Flugzeugbau, Bremen, Mod. Fw 200, s. „Flugsport" 1937,

Arado Ar 79, Sitze nebeneinander (vgl. Typenbeschr. „Flugsport" 1938, S. 285). Oben links: An der Hinterkante des Höhenruders einstellbare Hilfsflächen. Mitte links: Instrumentenbrett. Rechts: Aus einem Stück gepreßter Motorbock. Motor in allen Teilen leicht zugänglich. Unten links: Rumpf inneres, Ansicht nach hinten. Unten sieht man den durchgehenden Flügelholm. Rechts: Rumpfaufbau.

Darunter: Flügel unbespannt. Werkbilder

Gotha Qo 150-Zweimotor. Oben geöffnete Kabine, hochgeklappte Motorenverkleidung. Unten abgenommene Flügel und herausgenommener Motor. Man beachte den einfachen Motorbock. Die Maschine wird auf einem Flugplatz bei Paris

im Fluge vorgeführt. Werkbüder

■

HR

Arado Ar 95 See als Torpedoträger.

Werkbild

S. 696; Qothaer Waggonfabrik, Qotha, Mod. Qo 150, s. „Flugsport" 1938, S. 426; Henschel-Flugzeugwerke, Schönefeld, Mod. Hs 126, s. „Flugsport" 1938, S. 32; Junkers Flugzeug- u. -Motorenwerke, Dessau, Mod. Ju 90, s. „Flugsport" 1937, S. 549; Hanns Klemm Flugzeugbau, Böblingen, Mod. Kl 35 b, s. „Flugsport" 1937, S. 37; Siebel-Flugzeugwerke Halle, Halle, Mod. Fh 104, s. „Flugsport" 1938, S. 427; Focke, Achgelis & Co., Hoykenkamp, Mod. Hubschrauber Fw 61, s. „Flugsport" 1937, S. 435; Segelflugzeugbau Schneider, Grünau, Mod. Baby IIa; Sportflugzeugbau Schempp-Hirth, Göppingen, Mod. Minimoa; Schwarzwald-Flugzeugbau Wilh. Jehle, Donaueschingen, Mod. Mü 13; Flugzeugbau Schweyer, Ludwigshafen, Mod. Weihe.

Arado Ar 95 mit nach hinten wegklappbarem Tragwerk. In der rechten Abbildung sieht man links die Verriegelungsvorrichtung mit dem aus dem Flügel herausstehenden Hebel. Rechts am Rumpf ein Stück des Auges, in welches die Verriegelung eingreift. Dazwischen sieht man das Begrenzungsseil, damit der Flügel hinten nicht gegen den Rumpf schlägt. Werkbilder

Flugmotoren : Argus-Motoren, Berlin, Motor As 410; Brandenburgische Motorenwerke, Berlin Spandau, Motor Bramo-Fafnir, Schnittmod. Motor Sh 14 A, s. „Flugsport" 1937, S. 555; BMW-Flugmotorenbau, München, Motor BMW 132 De, s. „Flugsport" 1938, S. 228; Daimler-Benz, Stuttgart, Motoren DB 600, DB 602, s. „Flugsport" 1937, S. 554; Hirth-Motoren, Stuttgart, Motor HM 512 B; Junkers Flugzeug- u. -Motorenwerke, Dessau, Motor Jumo 211, Ver-stellschraube, s. „Flugsport" 1938, S. 569.

Bericht über die anderen deutschen Aussteller folgt.

Ao 192 B „Der Kurier".

Der zweimotorige freitragende Ganzmetalltiefdecker Ao 192 wird von den Ago-Flugzeugwerken, Oschersleben, als Ao 192 mit Zusatz B für zivile Zwecke oder mit der Bezeichnung C für militärische Zwecke gebaut. Als Reisemaschine, wie nebenstehende Abbildung zeigt, ist das Flugzeug mit 6 Fluggastsitzen und 2 Sitzen für Besatzung ausgerüstet. Die zweimotorige Bauart gestattet, bei Ausfall eines Motors sich in 1500 m Flughöhe zu halten. Einstieg in den Führerraum über den rechten Flügel durch Hochklappen der Führerraumüberdachung, Einstieg in die Kabine durch eine Tür gleichfalls in der rechten Rumpfseite.

Das Flugzeug hat zwei Gepäckräume; der eine befindet sich hinter der Kabine, der andere in der Rumpfspitze (Gesamtinhalt 1,7 m3). Die Kabinensitze können leicht ausgebaut werden, so daß ein geräumiger Frachtraum erzielt wird (3,1 m3 ohne Gepäckräume). Zum Einbau in den „Kurier" sind Motore mit einer Leistung von 240 bis 330 PS vorgesehen. Die zur Zeit in Frage kommenden Motortypen sind Argus As 10 C, As 401. Die Höchstgeschwindigkeiten mit diesen Motoren sind 330 bzw. 350 km/h.

Vgl. Typenbeschreibung des Ao 192 „Der Kurier" im „Flugsport" 1937, S. 264.

Ao 192 B „Der Kurier". Raumaufteilung des Rumpfes der B-Ausführung für zivile Zwecke. Die Kabine ist mit regelbarer Heizung und Belüftung versehen und weitgehend gegen Schall isoliert. Die Fensteranordnung ist so getroffen, daß jeder Fluggast gute Sicht hat.

Rumpfauffeilung

Ao 192 „Kurier",

Werkbilder

Spannweite 13,54 m, Länge 10,98 m, Höhe (einschl. Antennenmast) 3,64 m, Fläche 25,04 m2.

Rüstgewicht 1825 kg, Zuladung 1035 kg, Fluggewicht 2860 kg.

Höchstgeschw. in Bodennähe 330 km/h, Reisegeschw. in 2000 m Höhe 285 km/h, Landegeschw. 90 km/h, praktische Gipfelhöhe mit 2 Motoren 5200 m, größtmögliche Reichweite 11 000 km.

Argus „As 410"-Zwölfzylinder.

„As 410" der Argus Motoren Ges., Berlin-Reinickendorf, ist ein luftgekühlter 12-Zylinder-Zweireihenmotor mit Höhenlader und Untersetzungsgetriebe. Anordnung der Zylinderreihen in V-Form hängend

Seitenansicht des 450-PS-Argus-Flugmotors „As 410". Werkbild

Links: Rückansicht des 450-PS-Argus-Flugmotor „As 410": a der neue Zwillingszünder, b Stromerzeuger, c Luft- oder Oelpresser, d Anlasser, e Drehzähler-Antrieb, f Höhenlader, g Vergaser mit Gemischregler, h und Ladedruckregler i, rechts: Ansicht schräg von vorn: Auspuffstutzen innenliegend, k Kraftstoffpumpe,

1 Schmierstoffpumpe. Werkbilder

unter einem Winkel von 60°. Durch Vorstudien an Einzelteilen war es möglich, einen Teil der Entwicklungsarbeit am „As 410" schon vor Fertigstellung der Vollmotoren zu erledigen. Bei Beginn der Musterprüfung am 1. Juli 1938 lagen die Erfahrungen aus über 20 000 Vorentwicklungs-Laufstunden mit den einzelnen Baugruppen und über 3000 Vollmotor-Entwicklungsstunden vor. Bemerkenswert bei dem neuen Argus ist der geringe Leistungsbedarf für Kühlung. Es wurde eine besondere Kühlluftführung entwickelt, bei der die Luft nicht, wie bisher üblich, um 2X90°, sondern nur um 2X45° umgelenkt wird.

Besondere Aufmerksamkeit wurde der unbedingt zuverlässigen Verbindung zwischen Zylinder und Zylinderkopf geschenkt. Diese Frage löste zuerst der Sternmotor durch den warm auf die Laufbuchse aufgeschraubten Leichtmetallkopf. Der Einführung dieser bei Sternmotoren bewährten Zylinderbauart mit unter 70° zueinander geneigten Ventilen standen beim Reihenmotor bauliche und thermische Schwierigkeiten entgegen, die beim „As 410" durch die neuartige Schrägstaffelung der Zylinderköpfe beseitigt wurden. Es ist damit gelungen, die Standard-Bauart des luftgekühlten Zylinders jetzt auch auf den Reihenmotor zu übertragen. Durch eine günstige Zylinderbauform ist es gelungen, den für einen Höhenmotor bemerkenswert niedrigen Brennstoffverbrauch von 190 g/PS/h zu erreichen. Um diesen Sparverbrauch zu gewährleisten, wird der „As 410" mit Reglern für Ladedruck, Gemischzusammensetzung und Zündpunktverstellung geliefert, die den Motor vor Ueberbeanspruchungen schützen, für stets sparsamste Ausnutzung des Brennstoffvorrates sorgen und zusammen mit der von Argus geschaffenen Einhebelbedienung den Flugzeugführer motorseitig von jeder Sonderarbeit entlasten.

Die Einführung von Verstell-Luftschrauben mit ihrer beweglichen Lagerung der Schraubenblätter und ihren empfindlichen Steuereinrichtungen hat den Wunsch nach einem möglichst schonenden Antrieb der Schraube aufkommen lassen. Diesen Wunsch erfüllt das elastische Luftschraubengetriebe des „As 410". Der Höhenlader des „As 410" ist ein ständig mitlaufender, federnd angetriebener Schleuderverdichter, eine eigene Entwicklung der Argus Motoren Ges. mit

b

As410

Hohenleistung

1 Abfkgttal&g

J Oauerteistung

4 Leistung bei konstantem Ladedruck

5 KrartMmbmuch € Kmftslcfherbrauch im Reiseftug

Elastischer Luftschraubenantrieb.

Rechts: Leistungsschaulinien des „As 410". Links: Bodenleistung mit Kraftstoffverbrauch. Rechts: Höhenleistung.

„As 410", Einzelteile: links Elektronguß-Kurbelgehäuse mit Lagerbügeln a aus geschmiedetem Leichtmetall. Kurbelwelle b mit Gegengewichten c. Rechts: Höhenlader mit dem 570 g schweren Laufrad a, dankt seinen hohen adiabatischen Wirkungsgrad von 75% u. a. der Druckumsetzung in den unmittelbar, ohne Diffusor ansetzenden Spiralhälften b, der günstigen Einlaufausbildung mit Schaufelgitter c im Krümmer d und den angebogenen Vorschaufeln e. Förderhöhe 3700 m bei 26 200 U/min.

Rechts oben: Zylinderbauart mit offener Stahllaufbuchse, warm aufgeschraubtem Leichtmetallkopf, kugelförmigem Brennraum, gegenüberliegenden Kerzen, unter 70° zueinander geneigten, durch Stoßstangen betätigten Ventilen und besonders großer Kühlrippenfläche ließ sich mit Hilfe der Schrägstaffelung erstmalig thermisch einwandfrei auf den Reihenmotor übertragen.

Rechts: Mitte und unten:

Geringe Kühlverlustleistung beim „As 410". Sorgfältige Strömungsstudien an einer Motor-Attrappe ohne Kühlrippen zeigten (oben) erstmalig den natürlichen, ungezwungenen Verlauf der Kühlluft-Strömung, dem die Kühlrippenstellung sorgfältig angepaßt wurde. Hierbei ergab sich (unten) .für den Motor charakteristische Schrägstaffelung der Zylinderköpfe.

Werkbilder

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HB

hohem Gesamtwirkungsgrad, der einschließlich des Getriebeverlustes auf 73% gebracht werden konnte.

Bei der Prüfung dieses Motorenmusters wurde nach dem amtlichen Bericht über die Musterprüfung der Befund als gut bezeichnet. Bei einem 100-Stundenlauf des „As 410" wurde der durchschnittliche Verbrauch von 190 g/PS/h gemessen. Bei fünfstündigem Dauerlauf mit einer bis auf 525 PS gesteigerten Leistung ergaben sich keinerlei Störungen.

Bohrung 105 mm, Hub 115 mm, Gesamthubraum 12 1, Verdichtungszahl 6,4, Getriebeuntersetzung 1 : 0,66, Gewicht (± 3%) 300 kg.

Abflugleistung 450 PS bei 3250/2150 U/min, Kurzleistung am Boden 360 PS, in 3000 m Höhe 360 PS bei 3000/2000 U/min, Dauerleistung am Boden 300 PS, in 3000 m Höhe 320 PS bei 2820/1880 U/min.

Hirth-Flugmotoren 12 Zyl. HM 512 A und 512 B.

Die Hirth-Flugmotoren HM 512 A mit 400/360 PS als Bodenmotor und HM 512 B mit 450/360 PS als Höhenmotor für 3 km Nennleistungshöhe sind luftgekühlte, hängende V-Motoren mit 12 1 Hubraum.

Beide Motoren stellen die planmäßige Weiterentwicklung der bekannten Hirth-Motoren mit 4, 6 und 8 Zylindern (vgl. die Zeichnung, Tafel III, „Flugsport" Nr. 21) dar; zu ihrem Aufbau wurden weitgehend die erprobten Bauteile dieser Muster verwendet. Die zusammengesetzte Kurbelwelle gab die Möglichkeit, ein biegungs- und verdrehsteifes, geschlossenes Kurbelgehäuse zu verwenden, bei dem die Wände zur Aufnahme der Hauptlager als durchgehende Versteifung wirken. Die Einzelteile der Kurbelwelle werden im Gehäuse selbst zusammengebaut.

Die Wälzlagerung des Kurbeltriebes, welche außer den bekannten Vorteilen eine kurze Baulänge und Gewichtsersparnis bringt, wird durch genau abgestimmte, unter Druck zugeführte Oelmengen geschmiert. Zur Vermeidung zusätzlicher Beanspruchungen, der Kurbelwelle durch Drehschwingungen wurde ein drehfederndes Getriebe entwickelt, das über den gesamten Drehzahlbereich der Motoren einen für die Kurbelwelle gefahrlosen Betrieb ermöglicht. Die Beschränkung des Zylinderhubraumes auf 1 1 und die sorgfältige Ausbildung der Kühlluftführung ergibt niedrige thermische Beanspruchungen, die eine unbedingte Zuverlässigkeit der Motoren gewährleisten.

Stirnrad-Umlaufgetriebe für Uebersetzung 1,5 : 1 mit drei rollengelagerten Planetenrädern und kardanisch aufgehängtem Innenrad. Die Gelenkzapfen des Innenrades sind federnd abgestützt. Die Luftschraubenwelle läuft in Rollen- und Radiaxlagern und hat für den Luftschraubenanschluß einen 8-Bolzenflansch mit 130 mm Lochkreisdurchmesser und Verzahnung.

Die Gemischaufbereitung erfolgt durch Vergaser mit selbsttätiger Höhenkorrektur. Für den Höhenmotor ist außerdem ein Ladedruckregler vorgesehen, welcher den am Boden eingestellten Ladedruck bis zur entsprechenden Höhe konstant hält. An der Saugseite der Vergaser ist eine abgasbeheizte, regelbare Luft-Vorwärmung angebaut, die eine Temperaturerhöhung von etwa 40° C über Außenluft ermöglicht. Die Zündverstellung besorgt ein selbsttätig arbeitendes Oeldruck-Servogerät.

Die gedrängte Bauart der Motoren unter Einbeziehung der Kühl-luftführung, der Ansaugluit-Vorwärmung, der übersichtlich angeordneten und für die Wartung leicht zugänglichen Geräte, sowie unter Berücksichtigung der günstigen Aufhängemöglichkeit, läßt kleine Stirnflächen für den Einbau in ein- und mehrmotorige Zellen erreichen. Ein besonderer Vorzug ist darin zu erblicken, daß beide Baumuster ohne Oelkühler zu betreiben sind.

In den Leistungen unterscheiden sich die Typen wie folgt:

Leistungen 1' Leistung U/min 3110 5' Leistung U/min 3000 30' Leistung U/min 2910 Dauerleistung U/min 2810 Verbrauchszahlen bei Dauerleistung: Kraftstoff g/PSh Schmierstoff g/PSh

HM 512 A HM 512 B PS 400 PS 450

PS 360 PS 330 PS 300

215

3

PS 360 in 3 km Höhe

220 3

Bei beiden Typen: Bohrung/Hub 105/115 mm; Hubraum je Zylinder 0,996 1; Gesamthubraum 11,94 1; Verdichtungszahl 6; Getriebe-Uebersetzung 1,5 : 1; Luftvorwärmung 40° C über Außenluft. Abmessungen: Länge 1507 mm; Breite 657 mm; Höhe 828 mm.

Für den Motor HM 512 A mit einem Gesamtgewicht von 270 kg ergibt sich ein Einheitsgewicht von 0,67 kg/PS, für den HM 512 B mit 275 kg ein solches von 0,61 kg/PS, bezogen auf den lauffertigen Motor.

fiirth-Flugmotor HM 512. Oben: Ansicht von hinten.

Anschlußmöglichkeiten für Stromerzeuger und Luftpresser, die drehweich angetrieben werden, Anlasser, Kraftstoff-Förderpumpe und Drehzahlgeber. Außerdem sind zwei freie Anschlüsse für Sondergeräte vorhanden, die mit Luftschraubendrehzahl laufen. Die Antriebe für die Geräte und ihre Zwischentriebe sowie die Laderantriebe sind ausnahmslos wälzgelagert.

Unten: Luftschrauben- | seite.

Werkbilder

Zubehör.

Die Askania-Werke, Berlin-Friedenau, führen als Hauptstück in einem Modell die Wirkungsweise der selbständigen

Askania-Kurssteuerung vor. Ein flugzeugähnlicher Aufbau (siehe Abb.) trägt in betriebsfertiger Originalausführung den Richtungsgeber, das Steuergerät und die Rudermaschine. Jeder beliebigen Kurseinstellung folgt das Modell mit der größten Genauigkeit; jede Ablenkung durch irgendwelche Einflüsse (Böen) wird ebenso genau ausgesteuert. Man kann auch zeigen, wie der zur Steuerung gehörige Stützkreisel dem seitlichen Hängen des Flugzeuges entgegen arbeitet. Die Askania-Kurssteuerung hat bei der Verkehrsluftfahrt eine weitgehende Einführung gefunden; sie stellt namentlich^ bei Langstrecken- und Ozeanflügen, eine große Erleichterung in navigatorischer Hinsicht dar.

Auf dem Askania-Stand befinden sich ferner zwei vollständige Geräteausrüstungen in Tafelform. Die eine zeigt die umfassende Instrumentierung eines einmotorigen Schnellflugzeuges, die andere eine Zusammenstellung der neuen Askania-Geräte in kleiner Norm, die sich im Segel- und Motorflugsport besonderer Beliebtheit erfreuen. Ihre Bewährung haben sie im diesjährigen Rhön-Wettbewerb und im Deutschlandflug erbracht. Auch den mehrfachen Weltrekorden der Arado-Flugzeuge verhalfen sie zur Durchführung. Einen besonderen Platz nimmt hierbei der neue elektrische Askania-Wendezeiger ein, der vereisungssicher ist und mit dessen Hilfe es dem DLH-Flugkapitän Drechsel gelang, den Höhen-Weltrekord von über 8000 m im Segelflugzeug aufzustellen.

Von optischen Instrumenten sieht man zwei Ballon-Theodolite für visuelle und registrierende Beobachtung, wie sie zur Ermittlung von Windrichtung und Windgeschwindigkeit auf Wetterwarten Anwendung finden.

Focke-Wulf-Rockwell-Handhärteprüfer ist ein Universalprüfgerät zur Kontrolle aller Werkstoffe — Stahl, gehärtet oder vergütet — Grauguß — sämtliche Nichteisenmetalle und Kunststoffe.

Der Aufbau des Gerätes geht aus nebenstehender Abb. hervon

Focke - Wulf Rockwell - Handhärteprüfer, a Amboßbügel, b Festklemmbügel, c Federbügel, d Hohlspindel, e Spindel (einfache), f Handrad für das Festklemmen, g Zahnrad mit Muttergewinde, h Zahnrad m. Muttergewinde, i Prüflastspindel mit Handrad, i Eindruckuhr (zum Ablesen der Rockwellhärte), k Kraftuhr (zum Einstellen der Prüflast), 1 Handgriff, f ( m Werkstück (zum Prüfen einge- ^-J spannt), n Kugelhalter (Diamanthalter). *-

Seine Arbeitsweise ist die der bekannten Rockwell-Härteprüfer. Vor dem eigentlichen Prüfvorgang wird das Prüfstück fest eingeklemmt, damit durch die Handgriffe bei der Prüfung keine zusätzlichen Kräfte auf den Eindruckkörper entstehen. Das Ansetzen und Festklemmen geschieht durch Drehen des Handrades f. Hierdurch werden die als Zahnräder ausgebildeten Muttern g und h gleichzeitig gedreht und der Amboßbügel a längs der beiden Spindeln d und e wird parallel verschoben. Dann stellt man, wenn notwendig, die Kraftuhr k auf Null genau ein und bringt durch Drehen des Handrades i — wie bei der bekannten Rockwellprüfung — die Vorlast auf.

Fueß Höhenmeßgeräte.

R. Fueß, Berlin-Steglitz, ist mit ihren Höhenmeßgeräten vertreten. Die Flugzeughöhenschreiber haben wir im „Flugsport" 1937, S. 286 und 545, besprochen. Ein neuer Fein-Grob-Höhenmesser besitzt, wie man aus nebenstehender Abbildung erkennt, noch zwei Einstellmarken für den OFF- bzw. QFE-Wert. Die Handgriffe zu diesen Marken sind sinngemäß mit F und E beschriftet und liegen oberhalb der Glasscheibe, so daß sie vom Flugzeugführer schnell und bequem bedient werden können. Da die atmosphärischen Druckverhältnisse nicht immer konstant und gewisse Schwankungen klimatisch und durch die Jahreszeiten bedingt sind, hat man sich international über eine Normalatmosphäre „Cina" geeinigt, nach der die Geräte geeicht sind.

Bei den Fueß-Geräten, auch bei den Fahrtmessern, Fahrtschreibern, Ladedruckschreibern und Differenzdruckschreibern, ist die Grundlage des Meßverfahrens die elastische Verformung von Aneroid-Dosen unter dem Einfluß von Luftdruckänderungen.

Vom Pariser Salon. Fueß-Fein-Qrob-Höhenmesser. Oben sieht man die Druckmeßskala, unten den Einstellknöpf.

Werkbild

^ 0.4 - 0.6

1*0.2

Miles „Hawk Major".

Eine direkte Weiterentwicklung des „Hawk Trainer", den wir 1937 auf Seite 117 besprochen haben. Eine Versuchsmaschine dieses Typs wurde von Fit. Lt. Tommy Rose 1934 im Kings Cup-Rennen

geflogen und belegte den 2. Platz. Im Oktober 1934 wurde das erste Dutzend der Serienproduktion des „Hawk Major" vom New Zealand

Manuwatu Aero Club im Mac Robertson-Rennen von Mildenhall nach Melbourne gestartet.

Der Aufbau ist im wesentlichen derselbe geblieben, nur wurde der in Holz aufgebaute Motorträger durch ein Stahlrohrgerüst ersetzt und mit dem Mi-les-Spalt-Hilfsflügel ausgerüstet. Zwei offene Sitze hintereinander, Windschutzscheiben aus splittersicherem Qlas. Fahrwerk nicht einziehbar, hosenartige Verkleidung. Als Triebwerk ist wieder der Gipsy Major 130 PS verwendet.

Spannweite 10 m, mittlere Flügeltiefe 1,59 m, Fläche 15,7m2, Fluggew. 815 kg, max. Geschw. 240 km/h, Landegeschw.68km/h. Länge 7,75 m, Flächenbelastung 52 kg/m2, Startstrecke 150 m, Auslauf 90 m. Miles „Kestrel Trainer". Der freitragende Tiefdecker von Phillips and Powis weist die typischen Miles-Merkmale auf, die wir schon bei der Besprechung

des „Monarch" auf Seite 362 dieses Jahrganges eingehend kennzeichneten.

Flügelmittelstück aus dem Rumpf herauswachsend mit Ansatzflügeln in leichter V-Stellung. Pneumatische Landeklappenbetätigung durch den in der Motoransaug-4 leitung erzeugten Unterdruck. Ausschlag beim Start 23°, beim Landen 90°.

Rumpf Halbschale, Holzbau. Zwischen den Sitzen starker Metallrahmen. Doppelsteuerung in Tandemanordnung.

Miles „Kestrel".

Zeichnung: Flugsport

Leitwerk freitragend. Alle drei Systeme Stoßstangenantrieb. Höhenleitwerk Trimmklappen, die von beiden Führersitzen aus betätigt werden können.

Miles „Kestrer'-Trainer. Werkbild

Fahrwerk hydraulisch einziehbar. Handpumpe für den Fall des Versagens des Lockheed-Umlaufes. Lageanzeiger des Fahrgestelles und akustisches Warnzeichen, hydraulische Bremsen.

Triebwerk Rolls Royce Kestrel „XXX". Stahlrohrmotorvorbau, der leichtes Auswechseln des Motors gestattet. 2 Brennstofftanks mit je 160 1 sind im Flügelmittelstück in Rumpfnähe untergebracht.

Spannw.: 11,88 m, Länge 9,35 m, Höhe (bei ausgefahrenem Rad) 3,5 m, Höhe (bei eingezogenem Rad) 2,59 m. Spurweite des Fahrgestells 3,73 m. Fläche 19,5 m2.

Höchstgeschw. in Bodennähe 336 km/h, in 1500 m Höhe 368 km/h, in 3000 m Höhe 400 km/h, in 4500 m Höhe 430 km/h. Steigzeit auf 4500 m 10 Min. Reisegeschw. bei % Leistung in 4500 m Höhe 360 km/h.

Vickers „Wellesley"-Langstreckenbomber.

Durch den Ohnehaltflug nach Australien, 1523 km, von Ismailia nach Port Darwin, hat der Vickers-Wellesley-Typ die Aufmerksamkeit der Welt auf sich gezogen. Die erste Ausführungsform (siehe „Flugsport" 1936, S. 228 u. 361) war mit einem Bristol „Pegasus", 690 PS, ausgerüstet. Zu dieser Zeit wurde die Reichweite bei Windstille mit 12 500 km angegeben. Inzwischen ist die Maschine noch verbessert worden. Statt i des gewöhnlichen Townendringes ist eine geschlossene Motorhaube mit Regulierschlitzen verwendet worden.

Der freitragende Tiefdecker stammt von B. N. Wallis. Er wurde als 2sitziger Langstreckenbomber entwickelt.

Flügel einholmig, Holm Leichtmetallrohr, Rippen Leichtmetallprofile, stoffbespannt. Flügelprofil R. A. F. 34. Geschweißte Leichtmetalltanks in den Flügeln: feststehendes MG.

Führer in geschlossenem Sitz in Höhe der Flügelvorderkante, Verbindungsgang nach dem Beobachtersitz mit seitlichen Fenstern sehr schmal. Beobachtersitz in

Zeichnung: Flugsport

Vickers „Wellesley".

Vickers „Wellesley"-Geschwader, welches von dem ägyptischen Flughafen

Ismailia nach Australien flog. Weltbild

Höhe der Flügelhinterkante mit schwenkbarem MG. zwischen beiden Kabinen.

Fairey „Battie", einmotoriger Kampfmehrsitzer, der Massenproduktionstyp des englischen Kampfflugzeugbaues. Werkbild

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liawker „Hurricane"-Jagdemsitzer. Die ersten Abbildungen brachten wir im „Flugsport" 1935, S. 588, und eine ausführliche Typenbeschreibung 1938, S. 291 bis 294, mit einer perspektivischen Aufbauzeichnung (s. auch „Flugsport" 1937,

S. 376 U. 444). Werkbild

De Havilland „Albatroß", ausgerüstet mit 4 D. Ii.

Gipsy-Twelve-525-PS. Passagier-u. Posttransatlantikflugzeug. Spannweite 32 m,

Länge 21,79 m, Höhe 6,78 m. Reichweite d.Verkehrsm. m. 22 Passagieren 610 km; Reichw. des Transatlantik-

postflugzeuges 5300 km, das auf Grund einer Ausschreibung des britischen Luftfahrtministeriums entwickelt wurde. (Verlangt war 454 kg Post über eine Strecke von 4025 km bei 65 km Gegenwind.)

Werkbild

Rechts: Fairey „Battie", einmotoriger Kampfmehrsitzer, in der Steilkurve.

Unten: Hawker „Hurricane"-Jagdeinsitzer.

Werkbilder

Leitwerk freitragend.

Fahrwerk hydraulisch einziehbar, freitragend.

Triebwerk: Bristol Pegasus XX-9-Zylinder, luftgekühlter Sternmotor, der 0,5 : 1 untersetzt ist. Dreiblatt-Standard-Hamilton-Metall-verstelluftschraube (Lizenz: De Havilland).

Spannweite 22,731 m, Länge 11,963 m, Höhe 3,758 m; Fläche 58,5 m2; Seitenverhältnis 8,850 : 1.

Max. Startleistung 835 PS bei 2475 U/min, max. Steigleistung 835 PS bei 2250 U/min in 2590 m Höhe, Kurzleistung in 3048 m Höhe 925 PS bei 2600 U/min, Dauerleistung (56,5%) 522 PS in 4572 m Höhe.

Leergew. 2889 kg, feste Ausrüstung 211 kg, 2 Mann Besatzung 181 kg, automatische Steuerung 34 kg, Sender und Generator 63 kg, Brennstoff 871 kg, Oel 82 kg, 2 MG. mit Munition 34 kg, Bombenlast 454 kg, Bombenmagazin 150 kg, Sauerstoffausrüstung 21 kg, Sonderausrüstung 45 kg, Nutzlast 1935 kg, norm. Fluggew. 5035 kg, mit Ueberlast 5670 kg. Lastfaktor 7.

Bombenlast 227 kg für 2270 km, 454 kg für 1790 km, und bei überlastigem Flugzustand 908 kg für 2125 kg.

Brennstoffverbrauch/h bei Dauerleistung (56,5%) 189 1 bzw. 140 kg. Normal 1170 1 Brennstoff, max. 1930 1; 91 1 Oel.

Max. Geschwindigkeit in 6000 m Höhe 367 km/h, in Bodennähe 287 km/h, in 2000 m 319 km/h, in 4000 m 336 km/h, in 7000 m 364 km/h. Reisegeschw. in 4572 m bei 56,5%-Leistung 302 km/h, bei 38%-Leistung in 4572 m Höhe 258 km/h; Geschw. im überzogenen Flugzustand in Bodennähe 96,5 km/h; Landegeschw. 92 km/h. Startstrecke 240 m.

Steiggeschw. 6,08 m/sec. Steigzeit auf 1000 m 2,7 min, 2000 m 5,75 min, 3000 m 8,6 min, 4000 m 11,4 min, 5000 m 14,3 min, 6000 m 17,5 min, 7000 m 21,5 min. Dienstgipfelhöhe 10 750 m.

Reichweite mit Bombenlast bei 56,5%-Leistung 1790 km in 5,9 h, bei 38%-Leistung 2460 km in 9,56 h. Reichweite mit max, Bombenlast bei 56,5%-Leistung 2270 km in 7,5 h, bei 38,0%-Leistung 3140 km in 12,2 h. Reichweite mit Ueberlast bei 56,5%-Leistung 3025 km in 10,05 h, bei 38,0%-Leistung 4175 km in 16,4 h.

Oben: Potez 567, zweimotor. (Potez 9E 240 PS.) Unten: Potez 662, viermotoriger Tiefdecker mit Gnome-Rhone „M-14", 680 PS.

Typenbeschreibung siehe „Flugsport" 1938, S. 35. Werkbilder

Die franz. Flugzeugfirma

„Potez"

zeigt fünf Maschinen:

Potez 63, zweimotoriger Verteidigungsdreisitzer. Ausführliche Typenbeschreibung „Flugsport" 1938, S. 479.

Potez 662, viermotorige Verkehrsmaschine. Ausführliche Typenbeschreibung „Flugsport" 1938, S. 34.

Potez 160, fliegendes Modell des Transatlantikflugbootes „Potez 161", das wir auf S. 130 dieses Jahrganges eingehend besprochen haben.

Das fliegende Modell gleicht aerodynamisch dem Entwurf vollkommen; 1/2,6 verkleinert. Ausgerüstet mit 6 Motoren „Train 4. A. ol." von je 40 PS.

Spannweite 17,69 m, Länge 12,37 m, Höhe 3,41 m. Fläche 38,27 m2. Gesamtgew. 2275 kg, Höchstgeschw. 222 km/h.

Potez 567, zweimotoriges Aufklärungsflugzeug, freitragender Mitteldecker, ausgerüstet mit 2 Potez 9E von je 240 PS.

Spannweite 16 m, Länge 12 m, Fläche 33 m2. Leergew. 2024 kg, Fluggew. 2700 kg. Höchstgeschw. 290 km/h. Dienstgipfelhöhe 5500 m. Koolhoven-Jagdeinsitzer F. K. 58.

Mit dem von N. V. Koolhoven-Vliegtuigen, Rotterdam, gebauten Typ F. K. 58, Mitteldecker, geschlossene Kabine, einziehbares Fahrwerk, sollte eine Maschine mit guten Leistungen, die gleichzeitig leicht zu fliegen ist, geschaffen werden.

Durchgehender Flügel mit 4 Bolzen am Rumpf befestigt, 2 Kastenholme mit Sperrholzrippen, das Ganze mit Sperrholz bedeckt. Unter dem Flügel im Rumpf ist ein Raum ausgespart, der zur Aufnahme von Bomben und Zusatzbetriebsstoffbehälter verwendet werden kann. Landeklappen ausgeglichen, mit mechanischer Betätigung. Querruder statisch und aerodynamisch ausgeglichen.

Rumpf Stahlrohr, geschweißt. Vorderteil des Rumpfes mit leicht abnehmbarer Aluminbedeckung, Hinterteil seitlich mit Leinen überzogen, Rumpfrücken mit Leichtmetall bedeckt. Betriebsstoffbehälter (500 1) aus Leichtmetall sind zu beiden Seiten des Rumpfes im Flügel untergebracht, ferner einer in der Mitte. Oelbehälter (40 1) aus geschweißtem Alumin hinter dem Motor vor dem Brandspant.

Höhenflosse Holzkonstruktion, Seitenflosse Stahlrohr mit Duraluminrippen, leinenüberzogen. Beide Flossen sind mit Profildrähten mittels Streben gegen den Rumpf verspannt. Ruder statisch und aerodynamisch ausgeglichen. Ferner während des Fluges verstellbare Trimmflächen.

Fahrwerk große Spurweite, einziehbar, wobei Räder im Rumpf und Ladestreben im Flügel untergebracht werden. Fahrgestellstreben Koolhoven-Oel-streb'en. Räder mit hydraulischen

Koolhoven F. K. 58.

Zeichnung:: Flusrsüort

Koolhoven F.K. 58. Werkbilder

Bremsen. Fahrwerkskontrollanzeiger auf dem Instrumentenbrett. Schwanzrad nicht einziehbar.

Fahr werk große Spurweite, einziehbar, wobei Räder im Rumpf und Ladestreben im Flügel untergebracht werden. Fahrgestellstreben Koolhoven-Oelstreben. Räder mit hydraulischen Bremsen. Fahrwerkskontrollanzeiger auf dem Instrumentenbrett. Schwanzrad nicht eih-ziehbar.

Bewaffnung: 4 feste MG. an beiden Seiten des Rumpfes unter dem Flügel.

Motor: Hispano-Suiza 14 AA. 10 mit Metallschraube „Constant speed", Untersetzung 1 : 1, Maximalleistung in 4000 m Höhe 1080 PS bei einer Drehzahl von 2000 U/min, Benzinverbrauch bei Reisegeschw. 172 kg/h.

Spannweite 11 m, Länge 8,7 m, Höhe 3 m, Flächeninhalt 17,3 m2, Flächenbelastung 147 kg/m2, Leistungsbelastung 2,36 kg/PS, Spurweite 4,1 m.

Rüstgewicht 1800 kg, fest eingebaute Zuladung 75 kg, Pilot und Fallschirm 90 kg, Bewaffnung 140 kg, Funkanlage 40 kg, 500 1 Betriebsstoff 375 kg, 33 1 Oel 30 kg, Fluggewicht 2550 kg.

Höchstgeschw. in 4500 m Höhe 490 km/h, Reisegeschw. in 4500 m 440 km/h, Kleinstgeschw. am Boden mit Klappen 123 km/h, Landegeschwindigkeit mit Klappen 115 km/h.

Steiggeschw. in 0 m 14,5 m/sec, in 2000 m 15,5, in 4000 m 16,3, in 7000 m 7,8, in 10 000 m 0,9 m/sec. Steigzeit auf 2000 m 2,3 min, 4000 m 4,4 min, 7000 m 8,8 min, 10 000 m 23,9 min, auf Diensthöhe (4500 m) 5 min. Gipfelhöhe praktisch 10 200 m, theoretisch 10 400 m. Reichweite mit 310 kg Betriebsstoff bei Reisegeschw. 870 km. Start: Innerhalb 500 m, höher als 15 m. Landung bei normalem Gebrauch der Bremsen aus einer Höhe von 15 m innerhalb 500 m.

„Breda" 65, Jagd- und Kampftiefdecker, Typenbeschreibung siehe „Flugsport" 1937, S. 584.

Die Ganzmetallkonstruktion mit Aluminiumbeplankung ist mit fünf Maschinengewehren ausgerüstet und trägt 1000 kg Bombenlast.

Ausgerüstet mit einem Piaggio P. XI C 40, der in 4100 m Höhe 1000 PS entwickeln soll, erreicht die Maschine 430 km/h in rundj 5000 m. Steigzeit auf 6000 m 11 min, 30 sec. Reichweite 1100 km.

Breda 65, Jagd- und Kampftiefdecker, Motor Piaggio P. XI C 40, vorn rund.

Archiv Flugsport

Pein. P. Z. L. „WILK" (Wolf) Jagdflugzeug.

Dieses zweisitzige Jagdflugzeug Mitteldecker-Zweimotor wird auch als Bomber-, Beobachtungs- und Begleitflugzeug verwendet.

Flügel dreiteilig, Mittelstück mit Betriebsstoffbehältern. Außenflügel Kastenholme aus Wellblech, alles mit Glattblech, Nieten versenkt, bedeckt. Schlitzflügel über den ganzen Flügel automatisch, im Normalflug blockiert. Ebenso Klappen für Start und Landung.

Rumpf durch horizontales Rahmenwerk versteift mit starken Verstrebungen zum Schutz der Insassen beim Ueberkopfgehen.

Bewaffnung: eine fest eingebaute Kanone und zwei M.-G.. ferner zwei M.-G. im drehbaren hinteren Maschinengewehrstand.

Leitwerk horizontal und Seitenleitwerksflosse freitragend, Ruder aerodynamisch und statisch ausgeglichen,HöhenruderFlettner Ausgleich.

Verschwindfahrwerk elektrisch betätigt, je zwei Oelstoßdämpfer, Räder pneumatische Bremsen. Schwanzkufe verstellbar.

Motoren PZL-Foka mit elektrisch verstellbaren Schrauben.

Bombenmagazin für eine 300-kg-Bombe.

Spannweite 11,05 m, Höhe 2,5 m, Länge 8,35 m, Leergewicht 1715 kg, Nutzlast 1055 kg, Fluggewicht 2770 kg. Max. Geschw. 465 km/h, praktische Gipfelhöhe 10 000 m, Reichweite 1250 km. Poln. P. Z. L. „MEWA" (Möwe) Beobachtungsflugzeug.

Bei dem vorliegenden Baumuster P. Z. L. Möwe hat man an der alten, eingehend studierten Bauweise eines geraden verstrebten Flügels mit Verjüngung nach dem Rumpfanschluß festgehalten. Vorteil

Poln. P. Z. L. „WILK" (Wolf), Jagdflugzeug.

Werkbild

Poln. P. Z, L. „MEWA" (Möve), Beobachtungsflugzeug. Werkbild

gutes Gesichtsfeld und Verminderung der Strömungsgeschwindigkeit am Rumpfanschluß.

Flügel Holzbauweise mit Leinwand bespannt, zurückklappbar. Betriebsstoffbehälter im Flügel zwischen Rumpf und Strebenangriffspunkt. Landeklappen und Ruder Stahlrohr.

Rumpf Stahlrohr, vorderer Teil mit Sitz für den Beobachter Aluminiumblech bedeckt, hinten Leinwand.

Höhen- und Seitenleitwerk Sperrholz beplankt, Ruder Stahlrohr, Leinwand. Fahrwerk fest, Schwanzrad in verstellbarer Gabel mit Stoßaufnehmer.

Empfangs- und Gebestation, Signalscheinwerfer.

Gnome-Rhone-Motor 14 Nol von 725 PS.

Zwei fest eingebaute M.-G.s außerhalb des Schraubenstrahls, ein M.-G. fü,r'den Beobachter.

Spahnweite 13,45 m, Höhe 2,65 m, Länge 9,5 m, Leergewicht 1748 kg, Nutzlast 673 kg, Fluggewicht 2420 kg. Max. Geschw. in 3600 m 360 km/h, Reisegeschw. in 3500 m 310 km/h, max. Geschw. am Boden 300 km/h, praktische Gipfelhöhe 8500 m, Steigfähigkeit auf 3500 m in 5 min 30 sec, auf 1000 m in 1 min 40 sec.

Poln. P. Z. L. „LOS" (Schwung) Zweimotor-Bomber.

Die poln. Flugzeugfirma P. Z. L. (Panstwowe Zaklady Lotnicze), Warschau, hat ihren Zweimotor-Langstreckenbomber für 4 Mann Besatzung als Mitteldecker in Ganzmetallbauweise in Serienfabrikation.

Flügel, ein Mittelstück und Ansatzflügel. Letztere Kastenholm mit Wellblech versteift, Glattblechbedeckung. Mittelstück mit Motoren, Vorderholm, Kastenholm, Hinterholm, Gitterträger. Raum dazwischen ausgespart und verstrebt für Aufnahme von Bomben (Raum durch Klappen von außen abgedeckt) und hinter den Motoren für das hochgezogene Fahrwerk.

Rumpfaufbau Ovalringe durch Längsholme zusammengehalten und durch Z-Profile versteift. Außenhaut Glattblech. Besatzung: Führer im Führerraum im Oberteil des Rumpfes, Kommandant gleichzeitig Bombenwerfer in der Rumpfnase mit Gesichtsfeld nach allen Seiten, außer nach hinten. Im Kommandantensitz ist noch eine Hilfssteuereinrichtung, welche entkuppelt werden kann, untergebracht. MG.-Stände in der Rumpfnase, oberhalb des Rumpfes über der Flügelhinterkante.

REPORT-SAMMLUNG 0£S „FLUQSPORT"

NATIONAL ADVISORy COMMITTEE FOR

1938

AERONAUTICS

Nr. 11

Heat-Transfer Processes in Air - Cooled Engine Cylinders. (Wärmeübertragnngsvor-gänge in luftgekühlten Motoren Zylindern.)

B. Pinkel, Rep. Nr. 612, 1938. 10 Cents.

Die Ergebnisse aus Versuchen an zwei Einzylinder-Versuchsrnotoreii vom Typ Pratt and Whitney „1535" (132 mm Bohrung, 140 mm Hub, Verdichtung 1:6,73) und „1340-H" (146 mm Bohrung, 152 mm Hub, Verdichtung 1:5,6) wurden zu Formeln zusammengestellt, die die Berechnung des Wärmeüberganges und der Zylindertemperaturen aus den maßgebenden Veränderlichen gestatten.

Ergebnisse: Der Wärrneübergangsbei-wert zwischen Verbrennungsgasen und Zylinderkopf ist bei der Ausführung 1535 (1340-H) der 0,68. (0,64.) Potenz der indizierten Leistung verhältig. Die Wärmeübergangszahl zwischen Gas und Zylinderschaft ist beim Zylinder 1340-H der 0,68. Potenz der indizierten Leistung verhältig. Der Wärmeübergang vom Kopf und Schaft des Zylinders an die Kühlluft ist bei dem Muster 1535 der 0,35. bzw. 0,31., beim Typ 1340-H der 0,34. Potenz des Druckgefälles verhältig. Eine Einrichtung zur Erzeugung von Turbulenz vor dem Zylinder bringt eine Erhöhung des Wärmeüberganges bei gleichem Druckgefälle um etwa 30%). Die Temperatur des Zylinderkopfes bleibt gleich, wenn das Druckgefälle für die Kühlluft wie die Wurzel aus der indizierten Leistung geändert wird. Die Gleichungen zeigen, daß bei einer Verbesserung des Wärmeübergangs durch günstigere Rippen oder höhere Luftgeschwindigkeiten die indizierte Leistung mit der 1,5. Potenz der Wrärmeüber-gangszahl erhöht werden kann, wenn die Zylindertemperatur unverändert bleiben soll.

The Variation with Reynolds Number of Pressure Distribution over an Airfoil Sec-tion. (Die Aendernng der Druckvert eilung an einem Fliigelschnitt mit der Reynoldsschen Zahl.)

R. M. Pinkerton. Rep. Nr. 613, 1938. 10 Cents.

An einem 250 mm tiefen Modellflügel mit dem Profil NACA 4412 wurde an 54 Oeff-nungen bei 17 verschiedenen Anstellwinkeln zwischen — 20 und + 30° die Druckverteilung gemessen. Die Werte beziehen sich auf die Flügelmitte und sind bei 8 verschiedenen Reynoldsschen Zahlen zwischen rd. 100 000 und 8 200 000 aufgenommen. Mit Ausnahme des Bereiches in der Nähe des Höchstauftriebes beeinflußt die R-Zahl die Druckverteilung oberhalb eines gewissen kritischen Wertes von R, der jedoch unterhalb des in

der Praxis an Flugzeugen vorkommenden Bereiches liegt, praktisch nicht. Die Abbildung zeigt die Verteilung von Unter- und Ueberdruck bei den 8 Werten von R. (Links Flügelnase, rechts Hinterkante.)

Pressure Distribution over an NACA 23012 Airfoil with an NACA 23012 External-Air-foil Flap. (Dmckverleiliing an einem Doppelflügel vom .Profil 23012.)

C. J.Wenzinger, Rep. Nr. 614, 1938.10 Cents.

Ein Flügel von 508 mm Tiefe mit einem 102 mm tiefen Hilfsflügel vom gleichen Profil wurde bei verschiedenen Anstellwinkeln mit mehreren Stellungen des Hilfsflügels gemessen. Die Druckverteilungskurven zeigen, daß wie bei anderen Klappen der größere Teil der durch die Anstellung des Hilfsflügels erreichten Auftriebserhöhung auf die Haupttragfläche entfällt. Der größte Normal-kraftbeiwert des Hilfsflügels entspricht den an Spaltklappen gemessenen Werten. Die Momentenbeiwerte um den Drehpunkt sind

(c--Cw =20 OO"-

infolge der andersartigen Aufhängung weit geringer. Die Abbildungen zeigen die Aende-rung der Druckverteilung am Mauptflügel und die Drücke am Hilfsflügel einmal für einen gleichbleibenden Normalkraftbeiwert von 1.165, das andere Mal für einen gleichbleibenden Anstellwinkel des Hauptflügels von 8,5° für Ausschläge von 10, 20 und 30°.

Interrelation of Exhaust-Gas Constituents.

(Die Beziehungen der Bestandteile von Abgasen untereinander.)

H. C. Gerrish u. F. Voß, Rep. Nr. 616, 1938. 10 Cents.

An sechs wassergekühlten Einzylinder-Versuchsmotoren und einem Neunzylinder-Sternmotor wurden Versuche mit verschiedenen Verbrennungsräumen, Verdichtungsverhältnissen zwischen 5,1 und 7,0 bei Vergaserbetrieb und 13,5 bis 15,6 bei Dieselbetrieb und bei Drehzahlen zwischen 1500 und 2100 U/min mit verschiedenen Brennstoffen durchgeführt. Neben den Leistungsund Verbrauchsmessungeu wurden jeweils die Abgase analysiert.

Ergebnisse: Die Bestandteile der Abgase von Verbrennungsmotoren stehen in bestimmten Beziehungen zueinander. Die aus einer Analyse abgeleiteten Beziehungen, wie Mischungsverhältnis zwischen Brennstoff und Luft, Wasserbildung und Verbrennungswirkungsgrad stehen zueinander und zu den Bestandteilen der Abgase in enger Beziehung. Motorleistung und Arbeitsbedingungen wie Verdichtungsverhältnis, Drehzahl, Einspritzwinkel, Art der Zündung beeinflussen die Beziehungen zwischen den Bestandteilen der Abgase und den daraus abgeleiteten Folgerungen nicht. Die Beständigkeit dieser Wechselbeziehungen ermöglicht es, aus einer einfachen Bestimmung des Brennstoff-Luft-Mischungsverhältnisses oder aus dem Gehalt an CO2 und O2 eine vollständige

Analyse abzuleiten. Bei reichen Mischungen verbrennt das H2 von Wasserstoff-Kohlenstoff-Verbindungen schneller als das C. Dieselmotoren lassen sich ohne Verlust an Wirkungsgrad mit dem gleichen Mischungsverhältnis wie Ottomotoren betreiben. Der Wirkungsgrad der Verbrennung und die Menge des in den Abgasen enthaltenen Wassers nehmen bei reichen Mischungen etwa linear mit dem Mischungsverhältnis zu. Bei mageren Gemischen sind sie vom Mischungsverhältnis unabhängig.

Auto-Ignition and Combustion oi Diesel Fuel in a Constant-Volume Bomb. (Selbstsiin-dung und Verbrennung von Dieselöl in einer Bombe von konstantem Volumen.)

R. F. Seiden, Rep. Nr. 617, 1938. 10 Cents.

In einer Verbrennungsbombe wurde der Einfluß von Luftdruck und -Temperatur auf Zündverzug und Verbrennung ermittelt. Bei Bedingungen ähnlich denen in einem Dieselmotor, jedoch mit ruhender Luft, war der Zündverzug von der Menge des eingespritzten Brennstoffes unabhängig. Er entspricht den in Motoren gemessenen Werten. Die durch Erhöhung der Temperatur oder des Druckes mögliche Verringerung des Zündverzuges ist bei Steigerung von Druck oder Tetnperatur über die in Dieselmotoren normalerweise vorkommenden Werte hinaus sehr gering. Der Wirkungsgrad der Verbrennung nimmt mit zunehmenden Zündverzug zu. Das Nachbrennen ist bei größerem Zündverzug geringer. Bei Zusatz von trägen Gasen nimmt der Zündverzug zu, während der größte Druckanstieg sanfter wird.

Comparative Flight and Fuli-Scale Wind-Tunnel Measurements of the Maximum Lift of an Airplane. (Vergleichende Messungen des Hoch st auftrieb es eines Flugzeuges im Fluge und am natnrgroßen Flugzeug im Windkanal.)

A. Silverstein, S. Katzoff u. J. A. Hootman. Rep, Nr. 618, 1938. 10 Cents.

An einem Flugzeug vom Muster Fair-child 22 wurde mit stehendem Motor der Höchstauftrieb im Fluge und im großen Windkanal des NACA gemessen. Die Ergebnisse stimmen befriedigend überein. Es ist erforderlich, daß in beiden Fällen das

Flugzeug mit etwa gleicher Winkelgeschwindigkeit auf den Anstellwinkel des Höchstauftriebes gebracht wird. Bei schnellem Aufrichten, schon bei 0,1° Drehung je Sekunde, ist camax wesentlich höher als bei konstant bleibendem Winkel. Das Bild zeigt den einsitzigen Hochdecker im Windkanal.

Drag of Cylinders of Simple Shapes. (Der Widerstand von Zylindern einfacher Form.)

W. F. Lindsey, Rep. Nr. 619, 1938. 10 Cents.

An Stäben von kreisrundem, halbrohr-förmigem, elliptischem, rechteckigem und dreieckigem Querschnitt wurden Widerstand und Auftriebsmessungen in einem großen Bereich von Geschwindigkeit und Reynolds-scher Zahl durchgeführt. Die Geschwindigkeit umfaßte den Bereich zwischen 5°/o der Schallgeschwindigkeit und einem Wert

v/v,

oberhalb der kritischen Geschwindigkeit. Die R-Zahl lag zwischen 840 und 310 000, wobei für jedes Modell ein Gebiet von etwa 1:10 überdeckt wurde. Der Einfluß der Kompressibilität scheint von der Reynoldsschen Zahl unabhängig zu sein, solange es sich um Bereiche handelt, in denen keine ausgesprochene Aenderung des Strömungszustandes eintritt. Die kritische Geschwindigkeit elliptischer Zylinder nimmt mit ab-

5 6 7 8 IQ5

Reynolds Number

nehmendem Dickenverhältnis zu. Bei Körpern mit scharfen Kanten, die zum Abreißen der Strömung führen, hat die Reynolds-zahl wenig Einfluß. Die Schaubilder zeigen die Widerstandsbeiwerte runder und elliptischer Zylinder in Abhängigkeit von der Annäherung an die Schallgeschwindigkeit und von der Reynoldsschen Zahl.

Compressible Flow about Symmetrica! Joukowski Profiles. (Zusammendrückbare Luft über symmetrischen Joukowski-Profilen.)

Carl Kaplan. Rep. Nr. 621, 1938. 10 Cents.

Den Untersuchungen wurde die Methode von Poggi zu Grunde gelegt, die den Einfluß der Kompressibilität auf die Strömung-bestimmt. Analog den Blasiusformeln wurden für den Fall der Kompressibilität die Auftriebs- und Momentbeiwerte bestimmt und auf dünne Joukowski-Profile für kleine Anstellwinkel angewandt.

Da Experimentalwerte für Joukowski-Profile nicht vorhanden waren, wurden die theoretischen Ergebnisse auf ein dünnes Profil mit dem Dickenkoeffizienten — 0,05 und ein dickes Profil mit dem Dickenkoef-

Abb. 3 | o

0 20 40 60 80 IOO 120 140 160 6, deg.

0 20 40 60

IOO 120 140 '60 180 O 6, deg,

Abb. 1.

Abb. 2.

Abb.

fizienten 0,15 angewandt und die Geschwin-digkeits-und Druckverteilung berechnet und mit analogen Fällen nicht zusammendrückbarer Strömungen verglichen.

Abb. 1 und 2 sind Vergleiche zwischen Druck- und Geschwindigkeitsverteilung in zusammendrückbarer und nicht zusammendrückbarer Luft über symmetrischen Jou-kowski-Profilen mit den Dickenkoeffizienten s zr 0,05 bzw. £ = 0,15 den Werten p — 0,7 bzw p — 0,47 und dem Anstellwinkel a — o°. (a* ist das quadratierte Verhältnis der Strömungsgeschwindigkeit v0 zur Schallgeschwindigkeit Cj.) In Abb. 3 sind die Grenzwerte von v0lc0 beim Anstellwinkel 0° für dieselben Joukowski-Profile ermittelt. Abb. 4 zeigt die Konturen der beiden untersuchten Joukowski-Profile.

A Photograph Study of Combustion and Knock in a Spark-Ignition Engine. (Photo-graphische Studien über den Verbrennung svor-gang und das Klopfen in einem Motor mit Funkenzündung )

A. M. Rothrock und R. C. Spencer, Rep. Nr. 622, 1938. 10 Cents.

Es wurden vier verschiedene Brennstoffe mit verschiedenen Oktanzahlen untersucht. Ein Spezialbrennstoff mit der Oktanzahl 100, der in der amerikanischen Luftwaffe gebräuchliche Brennstoff Y-3557-6 mit der Oktanzahl 87, normaler Automobilbetriebsstoff mit der Oktanzahl 65 und ein weiterer Spezialbrennstoff mit der Oktanzahl 18. Aus den beiden letzteren wurden Mischungen hergestellt mit den Oktanzahlen 30, 40 und 50. Die Versuche wurden an einer Einzylinderversuchsmaschine ausgeführt, in deren Zylinderkopf ein Glasfenster eingebaut wurde. (Versuchseinrichtung s. Abb. 1.) Die Kurbelwelle wird durch einen Elektromotor angetrieben. Die Maschine hat nur einige Versuchshübe auszuführen und das Ventil auf der linken Seite des Zylinders wirkt sowohl als Einlaß wie auch als Aus-

Injection pump vtith drop cam not indicated

Abb. 1.

Abb. 2.

laß, da an Stelle des eigentlichen Auslaß-ventiles das Glasfenster eingebaut ist.

Abb. 2 zeigt den Einfluß der Aenderung des Brennstoff-Luftgemisches bei nichtklop-fender Verbrennung mit den Zündkerzen in E u. F (Abb. 1). Man erkennt, daß die Brenngeschwindigkeit für das magere Gemisch niedriger war als für das fette. Auch läßt sich hier feststellen, daß die Art des Nachglühens bei fettem und magerem Gemisch grundverschieden ist. Brennstoff Y-3557-6, Oktan 87. Kurbelwellendrehzahl 1500.

In keinem Fall bei mehr als 50 Aufnahmen konnte ein Beweis für Selbstentzündung des Gemisches vor der Brennlinie erbracht werden. Auch ergaben die Versuche keinen Nachweis dafür, daß Stoßschwingungen oder irgendwelche heftige Kompressionsschwingungen die Ursachen des Klopfens seien. Künstlich angefachte Schwingungen zogen kein Klopfen nach sich. Selbstentzündungen vor der Brennlinie traten wohl mit dem Klopfen zusammen auf, waren jedoch nicht immer von Klopferscheinungen begleitet.

Fahrwerk freistehende Stoßaufnehmer-Strebe mit je zwei Räderpaaren, nach hinten hydraulisch hochziehbar mit Verschlußtüren. Betätigung durch Motorpumpe, oder auch von Hand.

Schwanzrad schwenkbar um 180°, Oleo-Stoßaufnehmer.

Komplette Blindflugausrüstung.

Verwendbare Motoren Pegasus XII, Pegasus XX, Gnome Rhone 14N20/21 oder jeder andere ähnliche Motor von bis zu 1200 PS. Drei-flügelige Metallschrauben, im Fluge verstellbar. Betriebsstoffbehälter 1500 1, Oel 220 1. Statt der Bombenbehälter für 300 kg können Betriebsstoff behält er für 900 1 eingebaut werden.

Bombenmagazine für 20 Bomben von 50 kg, 20 Bomben von 110 kg oder 18 Bomben von 110 kg und 2 300 kg-Bomben.

Funkempfänger und Geber für Peilung.

Spannweite 17,90 m, Höhe 5,08 m, Länge 12,90 m, Fläche 53,5 m2, Leergewicht 4225 kg, Fluggewicht mit 2200 kg Bomben 8500 kg.

Leistungen mit Pegasus XII und Pegasus XX, letztere eingeklammert. Max. Geschw. in 2150 m 410 km/h (in 3400 m 440 km/h). Max. Geschw. am Boden 360 km/h (390 km/h), Gipfelhöhe mit voller Belastung 5000 m (6000 m), nach abgeworfenen Bomben 8500 m (9250 m). Reichweite mit voller Bombenlast 1300 km (1300 km), mit Hilfstank statt zwei 300 kg Bomben und 1760 kg Bomben 2200 km (2200 km). Start ohne Bomben 265 m mit voller Bombenlast 485 m, Auslauf ohne Bomben 340 m.

Poln. P. Z. L. „LOS" (Schwung), Zweimotor-Bomber. werkbiidi

Poln. P.Z.L. „Wyzel" Schulflugzeug.

Baumuster Wyzel ist ein Schulflugzeug von robuster Bauart, Mitteldecker, Holzbauweise, kunstflugtauglich, kann mit einem Motor fhegen.

Flügel aus einem Stück, zwei Längsholme, Sperrholz bedeckt. Zwischen den Holmen verstärkte Sperrholzbekleidung, um alle Kräfte aufzunehmen. Querruder und Klappen, getrennt zu betätigen.

Rumpf elliptischer Querschnitt, Holzbauweise, Birkensperrholz beplankt. Vorderer und hinterster Teil mitDuralblech beplankt. Schülersitz vorn, Lehrersitz hinten, Doppelsteuerung. In der Nase des Rumpfes Scheinwerfer, darunter Fenster für Bombenbeobachtung. Verstärktes Rahmenwerk für die Insassen bei Ueberkopfgehen.

Höhenleitwerksflosse, Träger Stahlrohr mit aufgenieteten Rippen aus Holz. Bedeckung Sperrholz. Ruder Holzkonstruktion.

Poln. P. Z. L. „WYZEL", Schulflugzeug. Werkbild

Fahrwerk verschwindet nach vorn, vergleiche Abbildung.

Zwei Motoren P. Z. Inz. Major 4 B von gesamt 260 PS. Motorenaufhängung mit vier Bolzen am Flügel, daß sie leicht abgenommen werden können.

Bewaffnung: im Vorderteil des Rumpfes eine Zielkamera, Magazin für Uebungsbomben.

Spannweite 9,26 m, Höhe 2,55 m, Länge 6,93 m, Fläche 12,7 m2, Leergewicht, 950 kg, Nutzlast 460 kg, Fluggewicht 1410 kg. Max. Qeschw. am Boden 315 km/h, Reisegeschw. 260 km/h, Gipfelhöhe 4500 m, Reichweite 1160 km.

De Havilland „Flamingo", zweimotoriger Tiefdecker.

Die englische Motorenfirma

Napier

stellt zwei Motormuster aus:

Napier „Rapier", Ser. VI, 370 PS, 16 Zyl. in H-Anordnung, dessen frühere Serien wir bereits 1934 auf S. 33 und dessen Urtyp 1930 anläßlich des R. A. F.-Display eingehend beschrieben haben. Die Ii-Anordnung hatte sich damals als erfolgversprechend erwiesen und wurde weiterentwickelt. Die zweite Serie erreichte bereits 305-PS-Nennleistung und die vierte Serie 340 PS bei je 3500 U/min in Bodennähe. Die nun ausgestellte Serie dieses 16-Zyl.-Motors leistet 370 PS in 1500 m Höhe. Vier Stück dieses Typs sind im „Mercury", dem Tochterflugzeug der Mayo-Composite-Konstruktion, eingebaut.

Drehsinn in Flugrichtung gesehen links, Luft-schraubenunter-

setzungs-getriebe 0,390:1. Brennstoff 87 Oktan. Je acht Zylinder arbeiten auf einer

Kurbelwelle;

Kraftübertragung durch Stirnräder auf die in der Mitte liegende Schraubenwelle.

Kurbelgehäuse

aus Elektron zweiteilig.

Napier-Halford „Dagger",Ser. VIII, 1000 PS, luftgekühlter 24-Zylindermo-tor i. H-Anordnung. Maximall, bei 4200 U/min und Brennstoff von 87 Oktan 1000. PS. Startleistung bei 4200 U/ min 955 PS, Bodenleistung bei 4000 U/min 845 PS und Normalleistung bei 3600 U/min 770 PS. Oben: Vorderansicht mit Kühlluftführung. (Man vergleiche dieselbe Ansicht des „Dagger E. 108" im „Flugsport" 1937, S. 595.) Unten: Ansicht von hinten mit Gebläse.

Werkbilder

Vergaser Napier-Claudel-Hobson-Niederdruck; Brennstoffeinlaß mit Heizmantel. Von hinten gesehen führt das erste und dritte Hauptpleuel zu den oberen Zylindern jeder Reihe, das zweite und vierte zu den unteren. Buchsen der Kolbenbolzen aus Phosphorbronze. Luftkühlung mittels Leitblechen. Kurbelgehäuse aus Magnesiumlegierung, zwei längs der horizontalen Mittellinie der Maschine verbundene Hälften, abnehmbares Nasenstück über dem Hauptuntersetzungsgetriebe. Zwei Kurbelwellen, eine für die beiden linken und eine für die beiden rechten Reihen. Jede Kurbelwelle ist sechsmal gelagert. Zylinder Stahl, Zylinderköpfe Aluminium. Zwei Magnete mit 16 Punkt-Verteilern, beide auf der Rückseite der Maschine unmittelbar vor dem Vorverdichter. Kolben Aluminium, jeder mit zwei Kompressionsringen und einem Oelabstreifring. Je ein Einlaß- und Auslaßventil pro Zylinder. Die gesamte Ventilbetätigung ist vollkommen überdeckt.

Hub und Bohrung je 89 mm, Kompressionsverhältnis 7 : 1, Gesamtinhalt 8,830 1.

Startleistung 365 PS bei 3500 U/min und 345 PS bei 3200 U/min in Meereshöhe. Steigleistung 350 PS bei 3650 U/min, Kurzleistung 5 min 370 PS bei 4000 U/min in Bodennähe. Dauerleistung 310 PS bei 3500 U/min.

Der Brennstoffverbrauch unter Dauerleistungsbedingungen in Bodennähe beträgt 125 1/h, beim Starten 150 1/h, während der max. Steigleistung 132 1/h, und während der max. Kurzleistung 154 1/h.

Oelverbrauch bei Dauer- und Steigleistung 6—10 pt/1, während der Kurzleistung 17 pt/h.

Normalleistung 355/370 PS bei 3650 U/min in 1500 m Höhe, Maximalleistung 380/395 PS bei 4000 U/min in 1860 m Höhe.

Qesamtgew. trocken, einschließlich der Leitbleche, 324 kg.

Länge 1438 mm, Breite 594, Höhe 914 mm.

Napier-Halford „Dagger", Ser. VIII, 1000 PS, 24 Zyl. in H-An-ordnung, der in Einzelheiten noch nicht veröffentlicht werden darf. Die bis jetzt bekannt gewordenen Daten dieses luftgekühlten 24-Zylin-ders finden Sie auf S. 524 dieses Jahrganges. Die grundsätzliche Anordnung und Arbeitsweise finden Sie in der Beschreibung des ersten luftgekühlten 24-Zylinders der Firma Napier („Flugsport" 1934, S, 373) und der dritten Serie des „Dagger" (Flugsport" 1937, S. 595).

Die englische Motorenfirma

De Havilland

zeigt vier Motormuster:

De Havilland „Gipsy Twelve", 525 PS, 12-Zyl.-Reihenmotor.

Gipsy Twelve, 525 PS, den größten der De Havillands, der von dem Royal Air Force her als der „Gipsykönig" bekannt ist. Genaue Typenbeschreibung siehe „Flugsport" 1938, S. 365.

Gipsy Six, Ser. II, 205 PS mit einer De Havilland-Luftschraube. Genaue Typenbeschreibung siehe „Flugsport" 1934, S. 96.

Gipsy Major, Ser. I, 130 PS, luftgekühlt, 4 Zyl. in Reihe ohne Luftschraubenuntersetzungsgetriebe ist wohl das weitverbreitetste Muster der De Havillands. Bohrung 118 mm, Hub 140 mm, Inhalt 6,124 1, Kompressionsverhältnis 5,25 : 1. Gew. mit Luftschraubennabe 138 ± 2S5 kg (Brennstoffpumpe 2,5 kg, elektr. Starter 9 kg und Handkurbel 5 kg extra). Brennstoffverbrauch 29,4 1/h bei 2100 U/min und 120 PS Dauerleistung, Oelverbrauch 1 1/h.

Oeldruck 2,8—3,15 kg/cm2, Vergaser Claudel Hobson A. 1,48. Höchstleistung 130 PS bei 2350 U/min.

Gipsy Minor, 90 PS, luftgekühlt, 4 Zyl. in Reihe ohne Luftschraubenuntersetzungsgetriebe. Der kleinste der De Havillands, den die Firma eben zur Vorschau veröffentlichte. Eine einfache, robuste Maschine für doppelsitzige Schul- und Sportflugzeuge, die bereits in das siebte Tausend der Produktionszahlen der De Havillands fällt. Es wird angegeben, daß der Motor nur nach je 1000 Betriebsstunden überholt zu werden braucht. Der Entwurf stammt von Major Frank Haiford.

Bohrung 102 mm, Hub

Oben: De Havilland „Gipsy six, Ser. II", 205 PS, 6-Zyl.-Reihen-motor. Unten: DeHavilland „Gipsy Major", 130 PS, 4-ZyL-Reihenmotor.

Werkbilder (4)

De Havillartd >,Gipsy Minor", 90 PS,

4-Zyl.-Reihenmotor.

115mm, Ges.-Hubraum 3,7591, Kompressionsverhältnis 6:1. Gew. ohne Luftschraubennabe 95 kg ± 2,5 kg, Gew. der Nabe 2,7 kg. Höchstleistung 90 PS bei 2600 U/min in Bodennähe, Startleistung 80 PS bei 2250 U/min, Dauerleistung in Bodennähe 60 PS bei 2250 U/min, Brennstoffverbrauch bei 2250 U/min und 60 PS 18,2—20,4 1/h, Oelverbrauch 0,3—0,9 1/h.

Fünf Modelle der Motormuster: Albatross D. H. 91 (s. „Flugsport" 1937, S. 271), Flamingo D.H. 95, Dragon Rapide D. H. 89A, Tiger Moth D. H. 82A und Moth Minor D. H. 94 und eine Anzahl ihrer zwei-und dreiblättrigen Verstelluftschrauben, deren Arbeitsweise durch ein arbeitendes Modell des Typs 1000 demonstriert werden soll.

Die französische Motorenfirma

E. Train, Courbevoie (Seine) zeigt vier Motormuster für Leichtflugzeuge :

Typ 2T, 20—25 PS, 2 Zyl. in Reihe mit 31 kg Gesamtgew. Hub 100 mm, Bohrung 80 mm, Gesamtinhalt 1 1, Kompressionsverhältnis 6, Nennleistung 20 PS, Normaldrehzahl 2300, Höchstl. bei 2300 Umdr./min 22 PS, Benzinverbr. pro PS und h 240 g, Oelverbr. pro PS und h 10 g.

Typ 4 T, 40—50 PS, 4 Zyl. in Reihe. Bohrung 80 mm, Hub 100 mm, Inhalt 2 1, Kompressionsverhältnis 6, normal 40 PS, Normaldrehzahl

2300 Umdr./min, Höchstleistung bei 2300 Umdr./min 44 PS, 240 g/PS und h, 10 g/PS u. h, Gesamtgew. 46 kg.

Typ 6 T, 60—70 PS, 6 Zyl. in Reihe. Bohrung 80 mm, Hub 100 mm, Inhalt 3 1, Kompressionsverhältnis 6, Normalleistung 60 PS, Normaldrehzahl 2300, Höchstleistung bei 2300 Umdr./min 66 PS, 240 g/PS u. h, 10 g/PS u. h, Gesamtgew. 63 kg.

Typ 6-D-01, 6 Zyl. in Reihe genau wie Typ 6 T. Bohrung 85 mm Hub 100 mm, Inhalt 3,4 1, Kompressionsverhältnis 6, Nennleistung 75,

Train-Reservestromerzeüger- Anlagen, Typ 1400-B, 1600-B u. 1700-B, 1, 1,8 bzw. 2,8 PS.

Oben links: Train-Leichtflugmotoren, Typ 2T, 20—25 PS, 2 Zyl., Typ 6T, 60 bis 70 PS, 6 Zyl. u. rechts: Typ 4T, 40—50 PS, 4 Zyl. Unten links: Typ 6-D-01, 75 PS, 6 Zyl u. rechts: Train-Modellmotor, Typ 000, 1lio PS, Gewicht mit Luftschraube 300 g.

Normaldrehzahl 2400 Umdr./min, Höchstleistung; bei 2400 Umdr./min 82 PS, Betriebsst. 240 g/PS u. h, Oel 10 g/PS u. h, Gesamtgew. 70 kg.

Den Modellmotor Typ 000 von Vio PS mittlerer Leistung. Zweitakt. Hub 16 mm, Bohrung 16 mm, Inhalt 3 cm3, Gew. des Motors allein 140 g und mit Luftschraube 300 g. Betriebsstoffbehälter, Zündanlage auf Motorträger montiert.

Die drei Typen 1400-B, 1600-B und 1700-B der Reserveelektro-anlagen, mit 300, 600 bzw. 1200 Watt Leistung und einem Gesamtgew. mit Dynamo von 21, 25 bzw. 32 kg.

FLUG

TOSCHÄl

Inland.

Beförderungen im NS.-Fliegerkorps. Der Korpsführer des NS.-Fliegerkorps, Generalleutnant Fr. Christiansen, hat mit Wirkung vom 9. Nov. 1938 folgende Beförderungen ausgesprochen: Zum NSFK. -Brigadeführer den NSFK.-

Oberführer Fritz Simmer, unter gleichzeitiger Ernennung zum Führer der NSFK.-Gruppel7 (Ostmark); NSFK.-San.-Oberführer den NSFK.-San.-Standarten-führer Arth. Pickhan, Stab des Korpsführers; NSFK.-Standartenführern: die NSFK.-Obersturmbannführer Hans Harig, Führer der Standarte 82 (NSFK.-Qruppe 16); Arno Kehrberg, Stabsführer der NSFK.-Gruppe 6; Otto Klaiber, Führer der Standarte 103 (NSFK.-Gruppe 15); NSFK.-San.-Standarten-f ü h r e r den NSFK.-San.-Obersturmbannführer Karl Habicht, Gruppenarzt der NSFK.-Gruppe 11.

Ferner hat der Korpsführer mit Wirkung vom 9. 11. 1938 den Reichsbahndirektor Karl Heiges als Sonderbeauftragten zum Reichsverkehrsministerium in das NS.-Fliegerkorps übernommen und ihm den Dienstgrad eines NSFK.-Standartenführers verliehen.

VDI-Preisausschreiben, Preis RM 3000- , für eine dem VDI vorzulegende Arbeit, durch welche die gegenseitige Anpassung von Motor und Kraftstoff einen entscheidenden Fortschritt erfährt. Diese Arbeit kann konstruktiver, experimentell-forscherischer oder deduktiver Art sein oder auch diese drei Arbeitsweisen gemeinsam umfassen. Sie kann sich auf den Ottomotor, den Dieselmotor oder auf eine andere Motorenbauart erstrecken oder mehrere Bauarten gleichzeitig behandeln. Die Arbeiten müssen spätestens am 30. 9. 1939 beim Verein Deutscher Ingenieure, Berlin NW 7, Ingenieurhaus, eingegangen sein.

Pirow, südafrik. Verteidigungsminister, besuchte bei seinem Aufenthalt in Deutschland Verband der Luftwaffen-Lehr-Division Schwerin.

Aero-Motor-Export-G. m. b. H., Berlin, ist zur Förderung der Exportbelange der BMW-Flugmotorenbau-Ges., München, und der Brandenburgischen Motorenwerke, Berlin-Spandau, gegründet worden. Vertriebsprogramm zur Zeit BMW 132, Bramo-Fafnir und Bramo Sh 14 A. Geschäftsführer Theodor Kraemer (BMW) und Burkard von Bertrab (Bramo). Prokuristen und Leiter des Berliner Büros: Günther von Salomon (Bramo) und Hans-Georg von Morgen (BMW). Anschrift: Aero-Motor-Export-G. m. b. H., Berlin W 35, Blumeshof 17, Telef.: 2119 61.

Was gibt es sonst Neues?

Fliegerhandwerker-Wettbewerb des NSFK.: 4.—12. 11. 1939, Frankfurt a. M., Festhallengelände

Karachi-Flugtag 5.12. verbunden mit Kunstflug-Wettbewerb.

August Euler, Flugzeugführer Nr. 1, Dr. h. c, Staatssekretär a. D., 70. Geburtstag: 20. November 1938, Feldberg i. Schwarzwald.

Schornstein bei Ostende wieder aufgebaut. Bei Sicht erkennt man deutlich das aufgemauerte Stück.

Ausland.

Air-France hat aus Ersparnisgründen von einer Ausstellung am diesjährigen Salon Abstand genommen.

Dewoitine D-520, Jagdflugzeug mit Kanonenmotor Hispano Suiza 12-Y. Führeraufbau verläuft nach hinten glatt nach dem Rumpfende, ähnlich wie beim Hurricane. Wird zur Zeit versucht.

1. Kongreß für Luftgeographie Paris findet vom 28.11. bis 3.12. im Aero-Club de France, 6, rue Galilee, statt.

Engl. Verkehrsflugzeug D. H. 95 im Bau.

Colonel Pitault t> Geschwaderkommandant, alter Kriegsflieger, am 25.10. abgestürzt.

D. H. Albatross „Frobisher", das neueste und schnellste Verkehrsflugzeug der „Imperial Airways" soll auf der Strecke London—Zürich eingesetzt werden.

„Aviotrasporti", ital. Luftfahrtgesellschaft, von der Piaggio & Cie. gegründet, steht unter der persönlichen Leitung von Dr. Enrico Paggio; hat Anfangs Oktober auf den Strecken Addis-Abeba—Dessie—Gondar—Asmara—Massaoua und Addis-Abeba—Diredaoua—Assab Postflüge aufgenommen. Verwendete Maschinen Ca-proni-148, die mit drei Piaggio-VIII-C-16-Motoren ausgerüstet sind.

USA. Flugzeugindustrie Produktion in den ersten sechs Monaten 1938 72 Millionen $ Einnahmen.

Lockheed europäisches Verkaufsbüro jetzt Amsterdam, früher Warschau. Direktor Norman Ebin.

Dreirad-Fahrwerk-Rollversuche wurden von der Vega Aircraft Co., einer Tochtergesellschaft der Lockheed, auf dem Flugplatz Burbank ausgeführt. Man benutzte eine Attrappe, bestehend aus einem eisernen Gestell, Spurweite der hinteren eingebauten normalen Flugzeugräder 6 m, davor in 4,5 m Entfernung ein mittleres Rad. Gesamtbauhöhe des Gestells 2,7 m. Das ganze war noch mit einem Eisengewicht belastet, so daß das Gesamtgewicht 3 t betrug. Der Bedienungs-

mann befand sich hinten in einem gepolsterten Sitzraum, von wo aus das Vorderrad und sämtliche Bremsen gesteuert werden konnten. Die Versuche, welche eine Woche dauerten, begannen damit, daß man zunächst das Vorderrad mit einer Tonne belastete, wobei die Attrappe durch einen Kraftwagen über den Flugplatz gezogen und dann abgekuppelt wurde, um das Verhalten, besonders Schlingerbewegungen des Vorderrades zu messen. Die Vorderbelastung sollte den Verhältnissen eines Startes entsprechen. Zu diesem Zwecke war in der Mitte des Gestells ein Geschwindigkeitslaufrad sowie ein Kino-Aufnahmegerät der verschiedenen Stellungen eingebaut. Bei 64 km/h wird plötzlich eine der Hinterradbremsen gezogen. Das Fahrwerk wird unruhig, schüttelt, fällt jedoch nicht um.

Durch Gewichtsverlegung wurden Rollversuche mit gehobenem Vorderrad gemacht mit ein und zwei Hinterrädern bei über die Rollbahn gelegten eingefetteten glatten Platten.

Douglas DC 3 „Ijsvogel", holländ. Verkehrsflugzeug, Linie Amsterdam— Berlin, auf dem Rückflug von Berlin nach Amsterdam am 14. 11. verunglückt. Die Maschine mußte im Nebel 3 km von dem Flugplatz Schiphol notlanden, wobei beim Aufsetzen erst ein Flügel mit Motor wegbrach und dann beim Weiterrollen sich noch weitere Stücke ablösten. Von den Insassen, 4 Mann Besatzung und 14 Fluggästen, kamen die Führer, Kommandant Duimelaar, der schon 1 Million km und 25mal die Strecke Amsterdam—Batavia zurückgelegt hatte, und Kommandant des Militärflugplatzes Soesterberg, van Gemeren, sowie der Funker und der Mechaniker, ferner 2 Fluggäste ums Leben.

Palästina-Airways fliegt in Gemeinschaft mit Imperial-Airways täglich zwischen Jerusalem, Tel Aviv und Haifa.

„Cant.-Z.-1012",, Dreimotor. Eine Typenbeschreibung veröffentlichten wir ohne Bild bereits 1937, auf Seite 578.

Werkbild

Schnellbomber Liore et Olivier LeO 45 (vgl. die Uebersichtszeichnung und Typenbeschreibung „Flugsport" 1937 S. 722). Obenstehende Abb. zeigt die neueste Ausführungsform. Max. Geschwindigkeit wird mit 480 km/h, Reise mit 405 km/h, Gipfelhöhe mit 8150 m angegeben. Werkbild

Segelflug

Ausführungsbestimmungen zur Ausschreibung des Adolf-Hitler-Ehrenpreises zur Förderung des motorlosen Fluges.

1. Die Ausschreibung des Adolf-Hitler-Ehrenpreises zur Förderung des motorlosen Fluges 1938 erfolgt vom 1. Januar bis 31. Dezember 1938. Die Bewerbungen sind bis zum 10. 1. 1939 einzureichen:

a) für Angehörige des NS.-Fliegerkorps über die zuständige NSFK.-Qruppe an den Korpsführer des NS.-Fliegerkorps;

b) für Angehörige der Luftwaffe in den Segelfluggruppen der Luftwaffensportvereine über die Luftgaue an das RLM. Qenst. (3. Abt.), welches die Bewerbungen mit Stellungnahme an den Korpsführer des NS.-Fliegerkorps weiterleitet.

2. Der Bewerber muß seit Beginn der Ausschreibung aktiver Angehöriger des NS.-Fliegerkorps oder der Luftwaffe sein.

3. Die Anwartschaft auf den Adolf-Hitler-Ehrenpreis kann durch eine Gesamtleistung, bestehend aus mehreren guten motorlosen Flügen des gleichen Bewerbers, oder eine hervorragende Einzelleistung innerhalb der Bewerbungsfrist erworben werden.

4. Gewertet werden:

a) die fliegerische Leistung,

b) der persönliche Einsatz des Bewerbers im Sinne der Gemeinschaftsarbeit zur Förderung des motorlosen Fluges,

c) der Wert der fliegerischen Leistung zur Förderung des Ansehens des deutschen Luftsportes.

5. Bei Flügen zur Bewerbung um den Adolf-Hitler-Ehrenpreis muß mindestens eine der folgenden Flugleistungen erfüllt sein:

a) bei Streckenflügen 400 km,

b) bei Zielstreckenflügen 250 km,

c) bei Zielstreckenflügen mit Rückkehr zum Startort 250 km Gesamtstrecke,

d) bei Dauerflügen 30 Stunden,

e) bei Höhenflügen 4000 m über Start.

6. Der Preis wird nur für Leistungen zuerkannt, welche mit motorlosen Flugzeugen deutscher Herkunft erzielt wurden. Die Flüge können mit einsitzigen oder mehrsitzigen Segelflugzeugen ausgeführt werden. Die zu wertenden Flüge können im In- oder Auslande durchgeführt werden.

7. Alle zugelassenen Startarten sind erlaubt. Bei Ausführung der Flüge sind die Bestimmungen des Luft-Verkehrsgesetzes (Luft-Verkehrsordnung) sowie die durch den Korpsführer des NS.-Fliegerkorps erlassenen Vorschriften maßgebend.

8. Als Beurkundungsunterlagen sind den Anträgen beizufügen:

a) Bescheinigungen anerkannter Sportzeugen (Segelfluglehrer und Segelflug-Hauptlehrer, Sportzeugen der F. A. I.), die beim Start persönlich anwesend sein müssen; Bescheinigungen der Luftaufsicht oder sonstiger Behörden des In- und Auslandes,

b) ein auswertbares Barogramm, sowie Protokolle über die Versorgung des Höhenschreibers. Bei Schleppflügen Barogramm des Schleppflugzeuges,

c) eine Karte, auf welcher die geflogene Strecke eingezeichnet ist, oder eine amtliche Beglaubigung bzw. wissenschaftliche Anerkennung über die Flugstrecke.

9. Die Bewerbungen um den Adolf-Hitler-Ehrenpreis zur Förderung des motorlosen Fluges werden durch ein Preisgericht geprüft. Die Preisgerichtssitzung wird durch das Amt Nationaler Flugsport beim Korpsführer des Nationalsozialistischen Fliegerkorps in Anwesenheit eines Vertreters des Herrn Reichsministers der Luftfahrt und Oberbefehlshabers der Luftwaffe vorgenommen. Das Eigebnis der Preisgerichtssitzung wird dem Herrn Reichsminister der Luftfahrt und Oberbefehlshaber der Luftwaffe zur Herbeiführung der endgültigen Entscheidung vorgelegt.

Die Entscheidung ist endgültig, eine Berufung ist nicht möglich.

10. Bei gleichen Leistungen mehrerer Bewerber werden zur Entscheidung mitbewertet:

a) die fliegerischen Leistungen der letzten Jahre,

b) der Wert der fliegerischen Leistung als Ergebnis einer Gemeinschaftsarbeit, wie sie im Wesen des motorlosen Fluges verankert ist.

11. Alle Veröffentlichungen über den Adolf-Hitler-Ehrenpreis erscheinen in der Zeitschrift „Luftwelt".

Wanderpreise für Leistungs-Segelflug, gestiftet von Korpsführer Generalltn. Christiansen zur Förderung des Leistungs-Segelfluges, berichteten wir bereits in der letzten Nummer (S. 618).

Der Wanderpreis besteht aus einem „fliegenden Menschen", dem Wahrzeichen des NS.-Fliegerkorps, in Gestalt einer künstlerischen Bronze auf einem Marmorsockel, und einem pergamentgebundenen Ehrenbuch, in dem die Namen der Preisträger verzeichnet werden.

Bemerkenswert ist, daß Flugleistungen des Rhön-Segelflug-Wettbewerbes und internationaler Wettbewerbe nicht zum Erwerb des Wanderpreises berechtigen. Damit wird zum Ausdruck gebracht, daß der Preis in erster Linie zur Förderung des jungen Nachwuchses im Leistungs-Segelflug bestimmt ist und den jungen NSFK.-Männern als Anreiz zur Steigerung ihrer fliegerischen Leistungen dienen soll.

Mit hervorragenden motorlosen Flugleistungen warten die vom Korpsführer bestimmten Preisträger auf:

Mit einem Flug von 401 km Strecke von Trebbin nach Oberschlesien gewinnt NSFK.-Sturmführer Hofmann (Segelflugschule Trebbin bei Berlin) den Wanderpreis für Strecken-Segelflug.

Den Wanderpreis für Zielstrecken-Segelflug erwirbt die Segelflugschule Harsberg in Thüringen mit einem Ziel flug von NSFK.-Hauptsturmführer Denker mit 247 km von Harsberg nach dem Flughafen Rangsdorf bei Berlin.

Bei den Dauer-Segelflügen kann die Ostmark mit den besten Segelflug-Leistungen aufwarten. Während der Preis für die beste Dauerflug-Leistung im deutschen Küstengebiet an die Reichsschule für Segelflugsport Sylt fällt mit 17 Std. 22 Min., erwirbt die NSFK.-Gruppe 17 (Ostmark) den Wanderpreis für Dauer-Segelflug im Binnenland mit der überragenden Leistung von 40 Std. 51 Min. Zur Zeit des Reichsparteitages „Großdeutschland" konnte der NSFK.-Mann Führinger mit NSFK.-Mann Kahlbacher in einem doppelsitzigen Segelflugzeug diese Leistung auf dem Segelfluggelände Spitzerberg bei Wien erzielen.

Segelflug-Wettbewerb Quaggaport bei Pretoria ergab, wie uns der Transvaal Pioneer Gliding Club mitteilt, in 14 Tagen 250 Segelflugstunden, 2000 km Gesamtflugstrecke. 1. Preis Strecke: H. Winter mit „Minimoa" 350 km; 1. Preis Höhe: H. Winter mit „Minimoa" 3100 m über Start, etwa 4500 m über Meer (Gewitterfront). Ziss erwarb sich die Silber-C.', Hackl und Kunze erwarben die B. Die Mannschaft Kunze, Diemer, Härtung wurde 24 Stunden nach Beginn des Wettbewerbes, nach einem 2Kstündigen Flug, außer Gefecht gesetzt, weil Härtung infolge der starken Hitze seinen Tropenhelm abnahm, dadurch einen Sonnenstich erlitt und das Bewußtsein verlor. Er stürzte aus 60 m Höhe ab und brach beide Beine.

Polnischer nationaler Segelflugwettbewerb, Maslow 10. - 22.7. 289 Starts, 168 Ueberlandflüge, auf denen insgesamt 15 658 m Höhe erreicht wurden, 15 Zielflüge, 45 Höhenflüge über 1000 m, Gesamtflugdauer 478 Std. 29 min.

Die größte Gesamtstrecke wurde von T. Gora zurückgelegt 983,5 km vor K. Plenkiewicz mit 949 km. In der Gesamtwertung schnitt K. Plenkiewicz mit 1125 Punkten am besten ab; Zweiter wurde Tadeusz Gora mit 1113,9 Punkten.

Landezeichen für Segelflugzeuge soll nach engl. Vorschlag statt des „T" ein „Dreieck" ausgelegt werden.

Segelfluggelände am Ith gab Veranlassung, daß das Dorf Capellenhagen ein neues Gemeindewappen (silbernes Segelflugzeug auf blauem Schild) erhielt.

Literatur.

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

Wgungen, Schwerpunkt, LadepHne. Von Helmuth Wenke. 64 S., 37 Abb., 5 Formbl. (Prakt. Theorie i. d. Flugtechnik Bd. 7.) Verlag Dr. M. Matthiesen & Co., Berlin W 35. Preis RM 2.50.

Wie schon der Titel sagt, werden im vorliegenden Büchlein die Verfahren, welche zur Erfüllung der deutschen Bau- und Prüfvorschriften .notwendig sind, erörtert. Das Buch gibt vor allen Dingen auch Anfängern eine Möglichkeit, sich in dieses Gebiet einzuarbeiten.

Flugmotorenkunde. Von Dipl.-Ing. Walther Thor. (Luftfahrt-Lehrbücherei Bd. 15.) Verlag Dr. M. Matthiesen & Co., Berlin W 35. Preis RM 2.40.

Das Büchlein gibt in gedrängter Kürze einen Ueberblick über die wichtigsten Vergaser- und Einspritzmotoren an Hand von 89 Abb. und 5 Tafeln und behandelt Aufbau, Anlassen und Wartung der Motoren.

Luftverkehr. Von Reinhold Schnitzler. (Luftfahrt-Lehrbücherei Bd. 14.) Verlag Dr. M. Matthiesen & Co., Berlin W 35. Preis RM 1.25.

Auf 40 Seiten mit 11 Abbildungen und 1 Weltkarte wird ein Ueberblick über die Entwicklung des Luftverkehrs gegeben.

Elektrische Flugzeugausrüstung. Von DipL-Ing. Bruno Klinker. (Luftfahrt-Lehrbücherei Bd. 5.) Verlag Dr. M. Matthiesen & Co., Berlin W 35. Preis RM 3.80.

Wer mit einem Flugzeug in Berührung kommt, muß auch über die vielen im Flugzeug verwendeten elektrischen Einrichtungen Bescheid wissen. In vorliegendem Buch ist an Hand von 150 Abbildungen und 4 Tafeln das Wissenswerteste behandelt.

Flugmodell „Motor-Baby". Von Curt Möbius. (Schreibers Flugmodell-Baupläne Nr. 4.) Verlag J. F. Schreiber, Eßlingen a. N. Preis RM —.90.

Enthält Bauzeichnung, Typenbeschreibung. Abmessungen: Spannweite 1320 mm, Länge 920 mm, Gesamtgewicht 215 g, Gummiantrieb. Gute Flugeigenschaften, leichte Bauweise.

Die Motorflugausbildung im NS.-Fliegerkorps. Von O.R. Thomsen. Verlag C. J. E. Volckmann Nachf. E. Wette, Berlin-Charlottenburg 2. Preis RM 2.—.

Außer der im NS.-Fliegerkorps betriebenen Ausbildung im Modell- und Segelflug wird vor allen Dingen auch der Ausbildung im Motorflug große Aufmerksamkeit gewidmet. Was man hier alles wissen muß, beantwortet in diesem Buch der Leiter dieser Abteilung, NSFK.-Standartenführer Dipl.-Ing. Thomsen. Für Anfänger als Nachschlagewerk besonders zu empfehlen.

Vom Segelflug und Segelflugzeug. Von Wolf Hirth (Schriftenreihe „Deutsches Museum, Abhandlungen und Berichte"). VDI-Verlag GmbH., Berlin NW 7. Preis RM —.90.

Enthält einen kurz gefaßten Abriß der Entwicklung des Segelfluges mit der Beschreibung der wichtigsten Segelflugzeuge mit den dazu nötigen Instrumenten, Segelflugschulung u. a. m.

Der Flieger-Münchhausen. Von Karl Theodor Haanen. Freiherr v. Münchhausen erzählt unglaubliche Fliegerabenteuer. Herold-Verlag G. m. b. H., Stuttgart-W. Preis Ganzleinen RM 2.50.

Da liest man von einem Rettungsversuch über der Kakteenwüste, von Schnee-Elefanten, vom Raketenwettbewerb, von Flugzeugen, die nicht nur in der Luft, sondern auch in der Erde fliegen, wobei Witz und Phantasie unter tollsten Bocksprüngen wirklich eine ernste Laune nicht aufkommen lassen. Sonnige Heiterkeit gehört zur Fliegerjugend. Haanen hat mit diesem schön bebilderten Buch das richtige getroffen.

Flugmodell-Bauplan Segelmodell „Famulus". Von Dr. Reinhardt Voigt. Verlag H. Apitz K.-G., Berlin SW 68. Preis RM —.60.

Einfaches Segelmodell mit guten Flugeigenschaften. Spannweite 900 mm. Für Anfänger besonders geeignet.

Das Nationalsozialistische Fliegerkorps. Von Generalleutnant Friedrich Christiansen, Korpsführer des NSFK. (Schriften der Hochschule für Politik, Heft 4). Verlag Junker & Dünnhaupt, Berlin-Steglitz. Preis RM —.80.

Enthält eine übersichtliche Darstellung der Gliederung des NSFK., Zusammensetzung des Stabes, Schulen, Anschriftenverzeichnisse, Lehrpläne der einzelnen Schulen u. a. m.

Wolf Hirth erzählt. Die Erlebnisse unseres erfolgreichen Meister-Fliegers. Herausg. v. Rolf Italiaander. Neue erweiterte Ausgabe mit einem Geleitwort von Elly Beinhorn-Rosemeyer. Gustav Weise Verlag, Berlin. Preis RM 4.50.

Soeben ist dieses Buch in einer neuen Auflage erschienen, Die erste Ausgabe besprachen wir 1935. Seit dieser Zeit ist Wolf Hirth nicht untätig gewesen. Es ist viel Neues hinzugekommen. Das Buch enthält eingehende Berichte über die Hirthsche Japan- und Afrikaexpedition, ferner viele schöne Bilder und Karten. Die Berichte sind so lebendig geschrieben, daß man alles mitzuerleben glaubt. In diesen Berichten ist nicht nur das Segelfliegerische, sondern auch Landschaft, Völker, und was man sonst zu Gesicht bekommt, beschrieben. Ein ausgezeichnetes Weihnachtsgeschenk,

PATENTSAMMLUNG

1938

des

Band VI!

Nr, 30

Inhalt: 666297, 368, 783,

885; 667014, 150, 385, 468, 520.

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

U * Pat. 666 368 v. 7. 4. 37, veröff. 18. U ^10 10. 38. Henschel Flugzeug-Werke A..-G., Schönefeld, Kr. Teltow'). Verschluß für Handlochdeckel an Luft fahr sengen.

Patentansprüche: 1. Verschluß für Handlochdeckel an Luftfahrzeugen mit als Sperriegel dienenden, durch Ausbiegen des mittleren Teiles zu betätigenden Blattfedern, dadurch gekennzeichnet, daß bei entspannter Blattfeder (5) das

Abb.1

oder die Federenden (7, 12) den Kröpfungsrand (2) am Deckel (l) überragen und im Deckel im Bereich des mittleren Federteiles eine Fingeröffnung (9) angeordnet ist.

2. Verschluß nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das freie, als Verriegelungsteii wirksame Federende gebogen und in einem Joch (14) am Deckel (1) geführt ist.

*) Wilhelm Paul, Berlin-Grunewald, ist als Erfinder benannt worden.

b4o

Pat. 666 884 v. 22. 4. 37, veröff. *09 31. 10. 38. Pierre Ernest Mercier, Paris. Kastenförmiger Bauteil für Flugzeuge. Abb. 1. Ansicht der Tragfläche eines Flugzeuges mit einem Kastengebilde gemäß der Erfindung. Abb. 2. Ansicht der Unterbringung der Gurtung an einer der Kanten des Kastens, und ferner getrennt davon eine Ansicht der Gurtung mit ihrer als Verbindungselement dienenden Verlängerung und ihrem Spanner. Abb. 3. Teilansicht einer Rippe der vorderen Tragflächenkante. Dieser Rippenteil wird an dem in Abb. 2 gezeigten Verbindungselement befestigt. Abb. 4. Schnitt durch einen Wölbungskasten gemäß der Erfindung, der die vordere Tragflächenkante bildet, deren Gerippe er darstellt. Dieser Kasten hat nur einen ebenen Steg, nämlich den hinteren.

Abb. 5. Schnitt durch einen Wölbungskasten, bei dem die Gurtung nur auf einem Teil des Gesamtumfanges des Kastens angebracht ist.

Abb. 6 und 7. Ansichten zweier besonderer Ausführungsformen.

Patentansprüche:

1. Kastenförmiger Bauteil für Flugzeuge, gekennzeichnet durch die Vereinigung von zwei bekannten Merkmalen, nämlich der Anordnung von nebeneinanderliegenden Leisten aus Holz oder ähnlichem Werkstoff über Querwänden oder Querrahmen mit der Verbindung der Einzelglieder dieser Konstruktion und dieser mit den Längsstegen durch umfassende Bänder.

2. Kastenförmiger Bauteil nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die umfassenden Bänder spannbar sind.

3. Kastenförmiger Bauteil nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen den prismatischen oder sich leicht verjüngenden Längsleisten Elemente von im allgemeinen geringer Stärke angeordnet sind, die Einschnitte o. dgl. aufweisen und zur Aufrechterhaltung des richtigen Abstandes der Querwände oder Querrahmen dienen.

4. Kastenförmiger Bauteil nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Gurtungen nur einen Teil des Umfanges umfassen, wobei ihre Enden in geeigneter Weise verankert sind.

5. Kastenförmiger Bauteil nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Außenfläche des Kastens Einschnitte zur Aufnahme der Gurtungen besitzt.

6. Kastenförmiger Bauteil nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Gurtungen Befestigungsansätze besitzen, in die Zusatzgerippe einzuschieben sind, die beispielsweise zur Unterstützung der Vorder- und Hinterkante dienen, wenn der Kasten den Körper einer Flugzeugtragfläche bildet.

7. Luftfahrzeug mit einem Kasten gemäß den vorhergehenden Ansprüchen, dadurch gekennzeichnet, daß an den Umspannungsgurtungen mit dem Kasten zu verbindende Gerippe, beispielsweise die Gerippe eines Rumpfes, eines Motorgestelles oder eines Fahrgestelles verankert sind, wenn der Kasten den Körper einer Flugzeugtragfläche bildet.

8. Luftfahrzeug nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Zusatzgerippe einen Winkel bilden, der zwei Seiten des Kastens umfaßt und die Spanngurte sich unter Vermittlung von Keilen von vorzugsweise konvexem Profil auf den anderen beiden Kastenseiten abstützen.

U C Pat. 667 468 v. 26.1.37, veröff. 11. U^03 11. 38. Louis Renault, Boulogne-Bil-lancourt, Seine, Frankreich. Verbindung zwischen Flügel und Rumpf.

Zweck der Erfindung ist die Ermöglichung elastischer Schwingungen um eine bestimmte Achse, um die während des Fluges von den verschiedenen Teilen des Flugzeuges aufzunehmenden Belastungen zu verringern und gleichzeitig die Schwingungen ungewollter Art sowie die sich daraus ergebenden gefährlichen Resonanzerscheinungen zu verhindern.

Man hat nun bereits zur Verbindung zwischen Flügel und Rumpf von Flugzeugen schwingungs-dämpfende Gummihülsen angewendet. Bisher aber ist dieser Einbau von elastischen, schwingungsdämpfenden Teilen nur dazu verwendet worden, um die Ueber-tragung von Schwingungen zu verhindern; es ist jedoch nicht beachtet worden, daß man solche elastischen Verbindungen auch in der Weise anwenden kann, um neben der Verhinderung der Uebertragung ungewollter Schwingungen auch gewisse Schwingungen um bestimmte Achsen zu ermöglichen und dadurch übermäßige Belastungen einzelner Teile des Flugzeuges, die während des Fluges auftreten können, durch elastische Aufnahme solcher Belastungen zu verringern.

Bei der in den Fig. 1 bis 4 dargestellten Ausführungsform ist jeder der Längsträger 1 des Flügels 2 mit Beschlägen 3 ausgerüstet. Diese nehmen eine in einem Rohr 5 drehbare Achse auf. Die Rohre 5 sind in Gummiblocks 6 gelagert, die ihrerseits in Rohren 7 untergebracht sind. Die Rohre 7 sind mit Hilfe von Lagern, die aus einem Unterteil 9 und einem Oberteil lö bestehen, an dem Flugzeugrumpf 8 starr befestigt, und zwar erfolgt die Befestigung der Lager 9 und 10 an dem Rumpf 8 durch Bolzen o. dgl. Außerdem sind

Gummiblöcke 11 und 12 aus härterem Material vorgesehen, die oberhalb und unterhalb der vorstehend beschriebenen Gelenkverbindungen angebracht sind. Patentansprüche :

1. Verbindung zwischen Flügel und Rumpf oder zwischen zwei Teilen eines Flügels mittels schwin-gungsdämpfender Gummihülsen, dadurch gekennzeichnet, daß die in Flugzeugrichtung liegenden Gummihülsen mit härteren elastischen Anschlägen kombiniert sind, die auf beiden Seiten der Gummihülsen liegen.

2. Anordnung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Anschläge zur Begrenzung der Schwingungen so ausgebildet sind, daß sie Luftkammern enthalten.

U 09 Pat. 666 783 v. 22. 2. 31, veröff. U^X02 26 1Q 3g Mechanische Werkstätten Neubrandenburg G. m. b. H., Berlin-Britz. Waffenanordnung an Flugzeugen.

Patentansprüche:

1. Waffenanordnung an Flugzeugen, bei welcher ein an einem Drehring schwenkbar gelagerter Waffenbügel durch über die Schenkachse hinausreichende Verlängerungen mit dem Schützensitz in Verbindung steht, gekennzeichnet durch eine in allen Lagen des Waffenbügels den an sich bekannten gleichmäßigen Gewichtsausgleich von Waffe und Schützen bewirkende Ausgestaltung der Verbindung von Waffenbügel und Schützensitz.

2. Anordnung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß zur Angleichung des Schützenmomentes an das Waffenmoment an einer der unmittelbar von der Schwenkachse zum Schützensitz und Waffe geführten Bügelverbindungen, vorzugsweise an der zum Schützensitz geführten Verbindung, eine zusätzliche bewegliche Stützung angebracht ist.

3. Anordnung nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die über die Schwenkachse hinausreichende starre Verlängerung (12) eines jeden Bügelendes (9) an einen Winkel (17) angelenkt ist, der an einem Arm den Schützensitz trägt, während der andere

Arm vermittels eines Qelenkstabes (18) mit einem zusätzlichen Stützpunkt (7) verbunden ist.

4. Anordnung nach Anspruch 3, gekennzeichnet durch leicht ausbau- oder verlängerbare Ausbildung der Winkelhebel und Gelenkstäbe, gegebenenfalls in Verbindung mit mehreren ihnen zugeordneten Stützpunkten.

5. Anordnung nach Anspruch 1 oder den folgenden, gekennzeichnet durch eine mit dem Bügel (8, 9) durch die Winkelhebel (17) verbundene Rückenlehne (13) für den Schützen.

6. Anordnung nach Anspruch 1 oder den folgenden, dadurch gekennzeichnet, daß der Schützensitz (15) von einem frei pendelnd aufgehängten Gestell (14) getragen wird.

7. Anordnung nach Anspruch 6, gekennzeichnet durch am Drehring (2) teils fest, teils beweglich angeordnete Mittel (25) zum wahlfreien Feststellen des Traggestelles des Schützensitzes gegen Pendelbewegungen.

8. Anordnung nach Anspruch 6 oder 7, dadurch gekennzeichnet, daß der abgestützte Schützensitz nach vorn kippbar gelagert ist.

9. Anordnung nach Anspruch 6, 7 oder 8 mit in der Höhenlage verstellbarem Schützensitz, dadurch gekennzeichnet, daß der Schützensitz mit dem Traggestell, z. B. durch Gleithülsen (20), frei beweglich verbunden ist und die Abstützung nach unten durch besondere höhenverstellbare Anschläge (21) des Traggestelles erfolgt.

10. Anordnung nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß die verstellbaren Anschläge durch einen den Schützensitz hinten abstützenden Bügel (22) verbunden sind.

Hier folgen weitere Ansprüche von 11—19.

Schraubenflugzeuge (Gr. 25—30). LOC Pat. 666 297 v. 21. 5. 35, veröff. U ^UOl 15 1Q 38 Friedrich Beuke, Berlin.

Ausgleichssteuerinig für die Flügel von vortrieb sfäh igen Hübschranbern.

Patentansprüche: 1. Ausgleichssteuerung an vortriebsfähigen Hubschraubern für unter dem Einfluß der unterschiedlichen Anströmung auf beiden Seiten ausschwingende und hierbei um vor den Flügelholmen liegende Schwenkpunkte in ihrer Einstellung im Sinne von Auftriebsausgleich selbsttätig gesteuerte Flügel, dadurch gekennzeichnet, daß die Enden der Holmwurzel (2) der einander gegenüberliegenden Flügel (15) um ihre Achse drehbar in Gelenkstücken (3) gelagert

sind, die in zur Achse des Rotors parallelen Führungen (9) der Rotornabe höhenverschieblich geführt und waagebalkenartig verbunden sind.

2. Ausgleichssteuerung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Ende (17) der Holmwurzel (2) einerseits mit einer abgerundeten Fläche gegen die Führungsfläche der Nabe und andererseits über ein zwischengeschaltetes Kugellager (8) mit einer weiteren Kegelfläche gegen den Führungskörper (3) abgestützt ist, der eine von der Kegelfläche sich erweiternde Bohrung (19) zur Aufnahme der Holmwurzel aufweist.

3. Ausgleichssteuerung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen dem Waagebalken und der Holmmuffe eine die Flügelbewegung nach oben und unten begrenzende Stützverbindung vorgesehen ist.

Fahrwerk (Gr. 40—41). U Ji Pat. 667 520 v. 3.11. 36, veröff. 12. U <*102 n 38 Mahle K0mm._Ges>j Stuttgart-Bad Cannstatt, u. Vereinigte Deutsche Metallwerke A.-G., Frankfurt a. M.-Heddern-heimv). Ieststellvorrichtung für das hydraulische Gestänge ferngesteuerter Flugseugbau-teile.

Patentanspruch: Feststellvorrichtung für das hydraulische Gestänge ferngesteuerter Flugzeugbauteile, die vom Druckmittel über Ventile gesteuert wird, dadurch gekennzeichnet,

daß in einem mit den Druckmittelanschlüssen (23, 24) versehenen und beidends von Rückschlagventilen (16, 17) abgeschlossenen Verteilergehäuse (15) ein frei verschiebbarer Hilfskolben (20) vorgesehen ist, dessen Stirnflächen ein Mehrfaches jedes wirksamen Rückschlagventilquerschnittes beträgt und der in seinen Endlagen eines der Rückschlagventile (16, 17) unmittelbar öffnet.

ff 3 10 11

*) Carl König, Stuttgart, Dr.-Ing. Franz Michael, Stuttgart-Bad Cannstatt, Wilhelm Grett, Frankfurt a. M., und Adolf Schauß, Oberursel i. Ts., sind als Erfinder benannt worden.

Triebwerk (Gr. 12—15).

r 1 ^Vr Pat 667 150 v- 8- 8- 35> veröff. ^ 1 5. 11. 38. Dornier-Werke G.m.b.H., Friedrichshafen a. B.*). Hydraulische Hinrichtung mim Fernbetätigen, insbesondere von in Luftfahrzeugen eingebauten Triebwerksteuerungen.

In Abb. 1 ist 1 der Pumpenkörper, in welchem die Kolben 2 und 3 durch die Kolbenstangen 4 und 5 bewegt werden. Bei 6 und 7 sind die Flüssigkeitsleistungen angeschlossen. Den unteren Abschluß des Pumpenkörpers bildet eine Grundplatte 8. Zwischen dieser und dem Pumpenkörper 1, dessen Zylinderbohrungen nach unten offen sind, ist eine Platte 9 aus Gummi oder einem ähnlichen nachgiebigen Stoff eingefügt.

Abb. 2 unterscheidet sich von der Darstellung in Abb. 1 nur dadurch, daß die Schrägen 17 und 18 des Teiles 12 einander parallel sind. Wird daher das Handrad 11 gedreht, so müssen sich die beiden Kugeln 15 und 16 entweder gleichzeitig heben oder senken. Patentansprüche: 1. Hydraulische Einrichtung zum Fernbetätigen, insbesondere von in Luftfahrzeugen eingebauten Triebwerk- oder Ruder- o. dgl. Steuerungen, mit Mitteln zum Einregeln der Arbeitskolbenstellungen von zwei-zylindrigen Impulsgeber- und Empfängergeräten, dadurch gekennzeichnet, daß die miteinander nicht in hydraulischer Verbindung stehenden Zylinder des Geber- oder diejenigen des Empfängergerätes oder Rbb.4

diejenigen beider Geräte durch Membranen abgeschlossen sind, die durch eine gemeinsame Vorrichtung gleichzeitig verstellt werden können.

2. Hydraulische Fernbetätigungseinrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Böden beider Zylinder eines Gerätes gleichzeitig um das gleiche Maß im entgegengesetzten Sinne verstellt werden können.

3. Hydraulische Fernbetätigungseinrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Böden beider Zylinder eines Gerätes gleichzeitig um das gleiche Maß im gleichen Sinne verstellt werden können.

*) Von dem Patentsucher ist als der Erfinder angegeben worden: Dipl.-Ing. Hans Keitel, Friedrichshafen a. B.

Abwurfvorrichtungen (Gr. 18—20).

C QOrif Pat 667 385 v-10- 5* 36' veröfL 10-v^voi n 38 siebel Flugzeugwerke Halle

Komm.-Ges., Halle a. d. S.*). Einrichtung zur Uebergabe und Aufnahme von Lasten durch Luftfahrzeuge im Fluge.

Patentansprüche:

1. Einrichtung zur Uebergabe und Aufnahme von Lasten durch Luftfahrzeuge im Fluge, bei der ein zwischen den durch eine Windevorrichtung in ihrer Länge verstellbaren, in einem das Durchfliegen eines Luftfahrzeuges ermöglichenden seitlichen Abstand voneinander befindlichen, durch Ballone gespannte Halteseile waagerecht angeordnetes Seil zum Tragen der Last dient, gekennzeichnet durch die Verwendung eines einzigen Ballons mit zwei Halteseilen (b, b').

2. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekenn-

zeichnet, daß die beiden Halteseile (b, b') ein einziges über eine am Ballon (a) befestigte Rolle (a0 geführtes Seil bilden.

3. Einrichtung nach den Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Neigung des einen Halteseiles veränderbar und dieses an sich bekannter Weise mit Lichtquellen versehen ist.

*) Von dem Patentsucher ist als der Erfinder angegeben worden: Franz Walter, Halle a. d. S.

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

r O^o Pat 666885 v- 16- 7- 36, veröff. tu X^02 3| 1Q 38 Deutsche Versuchsanstalt für Luftfahrt e. V., Berlin-Adlershof*).

Bettungsgerät für Flieger mit einer durch einen Kraftspeicher betreibbaren Sitz heb evorrichtung m

Patentanspruch: Rettungsgerät für Flieger mit einer durch einen Kraftspeicher betreibbaren Sitzhebevorrichtung, dadurch gekennzeichnet, daß die Hebevorrichtung aus einem mit Versteifungsbändern (n) versehenen Gummi-

behälter (k) besteht, dessen Höhe durch Einlassen von Druckluft, verdichteten Gasen oder Flüssigkeiten veränderbar ist.

*) Von dem Patentsucher ist als der Erfinder angegeben worden: Willy E. Plath, Berlin-Adlershof.

Sonstige Einrichtungen (Gr. 25—32).

c 90Pat- 667 014 v* 27ϖ 9- 34j veröff-

^ ^ 3. 11. 38. Siemens Apparate und Maschinen G. m. b. H., Berlin. Einrichtung zur selbsttätigen Durchführung des Landevorganges eines. Luftfahrzeuges.

Patentansprüche:

1. Einrichtung zur selbsttätigen Durchführung des Landevorganges eines Luftfahrzeuges unter Verwendung eines Höhenmessers, z. B. mechanischen Landefühlers, der bei Erreichen der Landehöhe die Triebwerksleistung vermindert, dadurch gekennzeichnet, daß von dem Höhenmesser außerdem eine Verstelleinrich-tung für das Höhenruder im Sinne der Einstellung des für die Landung geeigneten Gleitwinkels des Luftfahrzeuges selbsttätig steuerbar ist.

2. Einrichtung nach Anspruch 1 für mit einer Selbststeuereinrichtung ausgerüstete Flugzeuge, dadurch gekennzeichnet, daß der den Gleitwinkel steuernde Höhenmesser in solcher Regelverbindung mit der selbsttätigen Höhenrudersteuerung steht, daß von letzterer bei Erreichen der Landehöhe selbsttätig der für die Landung erforderliche Gleitwinkel eingestellt wird.

3. Einrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß unter Benutzung einer Selbststeuereinrichtung mit Lagenstabilisierung der Längsachse des Luftfahrzeuges bei Erreichen einer bestimmten Höhe die Ruderlegvorrichtung des Höhensteuers von dem Lagensteuergerät auf einen Fahrtgeschwindigkeitsmesser umgeschaltet wird.

Pat.-Samml. Nr. 30 wurde im „FLUGSPORT" XXX., Heft 24, am 23.11.1938 veröffentlicht.