HAUPTSEITE ]

Zeitschrift Flugsport, Heft 19/1938

Auf dieser Seite finden Sie das komplette Heft 19/1938 der Zeitschrift „Flugsport“ in Textform (vgl. Übersicht). In der von Oskar Ursinus herausgegebenen illustrierten, flugtechnischen Zeitschrift für das gesamte Flugwesen wurde über die Luftfahrt sowie den Luftsport zur damaligen Zeit berichtet. Der gesamte Inhalt steht Ihnen nachstehend kostenlos und barrierefrei zur Verfügung. Beachten Sie bitte, dass es bei der Digitalisierung und Texterkennung zu Textfehlern gekommen ist. Diese Fehler sind in den verfügbaren PDF Dokumenten (Abbild der Originalzeitschrift) natürlich nicht vorhanden.

PDF Dokument

Sie können auch das originale Abbild im PDF Format in hoher Druckqualität gegen Zahlung einer Lizenzgebühr herunterladen. Sie können das PDF Dokument ausdrucken, am Bildschirm komplett mit Abbildungen vergrößern und besser lesen oder in Ihre Publikationen übernehmen. Nutzen Sie bitte vor dem Kauf die kostenlosen Leseproben von Heft 22/1919, Heft 23/1938 und Heft 4/1944, um die Qualität der PDF Dokumente zu prüfen.

 » PDF Download


Illustrierte flugtechnische Zeitschrift und Anzeiger für das gesamte Flugwesen

Brief-Adr.: Redaktion und Verlag „Flugsport", Frankfurt a. M., Hindenburg-Platz 8 Bezugspreis für In- und Ausland pro V« Jahr bei 14tägigem Erscheinen RM 4.50

Telef.: 34384 — Telegr.-Adresse: Ursinus — Postscheck-Konto Frankfurt (Main) 7701

Zu beziehen durch alle Buchhandlungen. Postanstalten und Verlag Der Nachdruck unserer Artikel ist, soweit nicht mit ..Nachdruck verboten" versehen, nur mit genauer Quellenangabe gestattet.

Nr. 19

14. September 1938

XXX. Jahrgang

Die nächste Nummer des „Flugsport" erscheint am 28. September 1938

Nationalpreis für Kunst und Wissenschaft 1938.

1896 Lilienthal Stöllner Berge, 1909 I L A, 1914 Kriegsflugzeuge, 1918 Flugzeuge verschrottet, 1920 Entfachung der Segelflugbewegung, 1933 Aufbau der Luftwaffe, 1938 die Luftwaffe steht.

Der Führer verleiht den Deutschen Nationalpreis 1938 neben Dr. Fritz Todt und Dr. Ferdinand Porsche den beiden Flugzeugbauern Prof. Willy Messerschmitt und Prof. Ernst Heinkel. Der Führer hat damit zum Ausdruck gebracht, daß die große Gemeinschaft der in der Fliegerei am Zeichenbrett und am Schraubstock Arbeitenden ihre Pflicht getan haben. Jeder dachte hierbei an die Zeiten zurück, wo Deutschlands Luftwaffe nach dem Versailler Diktat gefesselt am Boden lag, wo Deutschlands Jugend auf der Wasserkuppe im Stillen die Muskeln straffte und in Gemeinschaftsarbeit alle für einen und einer für alle

Der Führer beglückwünscht die Träger des Nationalpreises auf dem Reichsparteitag anläßlich der Kulturtagung im Opernhaus, Dr. Todt, Dr. Porsche, Prof. Messerschmitt, Prof. Dr. Heinkel, rechts Reichsminister Dr. Goebbels. Weltbild

Diese Nummer enthält Patent-Sammlung Nr. 26.

neue Entwicklungsmöglichkeiten suchte. Die Begeisterung wurde in immer breitere Kreise getragen. Der Fliegergeist, die Kameradschaft war vor dem Untergang gerettet. Das Wissen und Können der jungen Männer von 1920 ist in dem heutigen Stand der Entwicklung der Fliegerei unter Beweis gestellt.

Segel-Doppelsitzer „Mg 9a46.

Der auf der diesjährigen Rhön von Kahlbacher/Tauschegg geflogene Doppelsitzer ist ein Entwurf von Erwin Musger, Graz, und

Segel-Doppelsitzer „Mg. 9a".

stellt die Verbesserung des zuerst nach seinem Entwurf vom Trupp Herzogenburg ND. gebauten Musters Mg 9 dar.

Der abgestrebte Hochdek-ker dient in der Hauptsache zur Leistungsschulung. Der Qastsitz ist im Schwerpunkt untergebracht, so daß die Maschine einseitig geflogen werden kann ohne Nachtrimmung. Als Wurzelprofil wurde die der Festigkeitsrechnung entsprechende Kontur gewählt; Endprofil 10% Dicke. Fest eingebautes Kronprinz-Laufrad bremsbar.

Das Muster „Mg 9a" wurde in Serie von der Reichs-Segel-flugzeugbau-Werkstätte, Wien III, Dietrichgasse 17, gebaut.

Spannweite 17,7 m, Gesamtlänge 7,39 m, Höhe 1,65 m, Flächeninhalt 20,70 m2, Flächenbelastung einsitzig 16,2 kg/m2, Flächenbelastung doppelsitzig 19,8 kg/m2, Leergewicht 265 kg, Zuladung 150 kg, Fluggewicht 415 kg.

Segel-Doppelsitzer

„Mg 9a". Konstr. Musger.

Zeichnung: Flugsport

DFS-Leistungs-Doppelsitzer „Kranich" für Höhenflüge.

Für die Durchführung von Forschungsflügen in Wolken und im Wolkenaufwind an den Alpen wurde von der Deutschen Forschungsanstalt für Segelflug das Flugzeugmuster „Kranich" (vgl. erste Typen-beschreibg. „Flugsport" 1936 S. 250) für diese spezielle Aufgabe umkonstruiert (Abb. 1).

Als Sicherung für den Wolkenflug wurde das Flugzeug mit DFS-Sturzflugbremsen (Abb. 2) ausgerüstet. Die Vergrößerung der Abstellung des Flügelknicks von 4,5° auf 10,5° ergab eine besonders für den Blindflug erwünschte stabile Kurvenlage.

Zur Vermeidung von Seilspannungen in den Steuerleitungen beim Erreichen größerer Flughöhen und entsprechender Temperaturabnahme, werden Höhen- und Querruder mit Stoßstange angetrieben. Bei den großen Längen der Stoßstangen mußten verhältnismäßig viele Lager verwandt werden, um das Stoßstangengewicht in erträglichen Grenzen zu halten. Hierfür wurde ein besonderes Lager entwickelt, wie es die Abb. 3 zeigt. Die Herstellungskosten dieser Lagerung sind gering. Das Gewicht beträgt ca. 60 g. Das Lager besteht aus einem Außenrohr, an dem gleichzeitig ein Befestigungsflansch angeschweißt ist. In einem Kugelkäfig aus Preßstoff sind in 4 Bohrungen Kugeln von einem Durchmesser von 5 + 6 mm angeordnet, auf tilF

denen dann die Stoßstange glei- f-f'L'*

tet. Eine besondere Bearbeitung der Laufflächen ist nicht erforderlich.

Die gesamte Stoßstangensteuerung befriedigt sehr, da die geringe Steuerreibung durch fehlende Seilrollen und die erhöhte Steuerwirkung durch größere Steifigkeit im gesamten Steuerwerk erreicht wird. Ebenso ist Seilverschleiß und auch Kontrolle ausgeschaltet. Außerdem hat der Flugzeugführer eine bessere Verbindung mit seinem

Abb. 3. Gleitführung für Stoßstange. Hülse: Innen--©' 28,1 mm, Stoßstange: Außen--©' 16 mm, Kugel: & 6 mm, Toleranz 0,1 mm, Kugelkäfig: Hartpapierrohr 20X1,5.

Dort

Abb. 2. „Kranich" mit ausgefahrenen DFS-Sturzflug-bremsen.

Abb. 4.

Einbau der Sauerstoffflaschen im Flügel.

Bilder: DFS

Flugzeug, da er jeden Vorgang am Flugzeug, z. B. Abreißen der Strömung an den Außenflügeln, sofort spürt.

Sechs Sauerstoffflaschen für den Flugzeugführer und den Beobachter sind in den Außenflügeln an verstärkten Rippen aufgehängt und sind von unten zugänglich (Abb. 4). Der Inhalt einer Sauerstoffflasche beträgt 300 Liter und reicht bei normaler Atmung IV2—2 Stunden aus. Als Sauerstoffgerät wird der Auer-Höhenatmer verwandt.

Sportzweisitzer RWD-16 bis.

Freitragender Tiefdecker mit einem 64 PS Avia-3, 4-Zylinder-Reihenmotor, luftgekühlt. Eine Weiterentwicklung des Typs RWD 16, die den Ansprüchen der Privateigentümer gerecht werden soll; niedrige Anschaffungs- und Unterhaltungskosten, leichte Transportmöglichkeit und gute Wendigkeit.

Flügel normale Kastenholmbauweise, von der hinteren Randleiste bis zum Vorderholm stoffbespannt, dann dicke Sperrholzbeplankung; Holm durchgehend aus einem Stück, am Rumpf mit vier Bolzen befestigt. Leichte V-Form.

Rumpf Sperrholz beplankt, 2 nebeneinanderliegende Sitze. Doppelsteuerung für Schulung sehr bequem, gute 'Sichtverhältnisse.Motor in geschweißtem Stahlrahmen gummigelagert, Motorverkleidung Aluminiumblech (leicht abnehmbar, gute Zugänglichkeit); Luftschraube 1,8 m. Leitwerk freitragend, Seiten- und Höhenruder abnehmbar.

RWD 16. Zeichnung: Flugsport

RWD-16 Zweisitzer. Werkbilder

Spannweite 11 m, Länge 7,8 m, Höhe 2,27 m, Fläche 14,8 m2. Leergew. 350 kg, Nutzl. 240 kg, Flugg.610 kg. Max.Geschw. 180 km/h, Reisegeschw. 155 km/h, Aktionr. 800 km. (Kann auch mit Cirrus Minor 90 PS oder Mikron II 60 PS 4-Zylinder luftgekühlten Reihenmotor ausgerüstet werden. Mit M 90 PS: Max. Geschw. 205 km/h, Reisegeschwindigkeit 175 km/h, Aktionr. 640 km.)

Fieseler „Jung-Tiger".

Sport- und Reiseflugzeug Fi 99 „Jung-Tiger", Neukonstruktion Gerhard Fieselers, Fieseler-Flugzeugbau G. m. b. H., ist ein einmotoriges, zweisitziges Tiefdecker-Kabinen-Landflugzeug, das in Ge-

Fi 99 „Jung-Tiger". Werkbilder

Freigegeben durch RLM, Nr. 19891/38.

mischtbauweise hergestellt und für die Verwendungsgruppe P 3 (Personenbeförderung — normale Beanspruchung) zugelassen ist.

Rumpf geschweißtes Stahlrohrfachwerk, mit geschweißtem Stahlrohrgerippe der Seitenflosse starr verbunden. Durch ein Formgebungsgerüst aus Stahlrohren wird eine ansprechende äußere Form des mit Stoff bespannten Rumpfes erreicht. Zur Wartung der Höhenflossenverstellung und des als Schleifsporn ausgebildeten Spornfederbeines sind rechtsseitig in der Bespannung Reißverschlüsse eingenäht.

Die beiden Insassen sitzen in der mit einer abwerfbaren Plexiglashaube versehenen Kabine hintereinander. Steuerung, als Doppelsteuerung ausgebildet, besteht aus Knüppel- und Fußhebelsteuerung. Sicht auf beiden Seiten außerordentlich gut. Auf beiden Seiten des Kabinenaufsatzes sind halbkreisförmige, durch Drehen zu öffnende Fensterscheiben angeordnet. Im Falle der Gefahr kann der Kabinenaufsatz durch einen Notzug abgeworfen werden. Hinter der Kabine Gepäckraum.

Tragwerk freitragend, besteht aus den beiden Außenflügeln und dem in den Rumpf einbezogenen Flügelmittelstück, ist in Holzfachwerkbauweise mit Sperrholzbeplankung ausgeführt. Außenflügel sind um den Hinterholmanschluß nach hinten beiklappbar. Flügel mit Spreizklappen. Seitenflosse, Seitenruder und Höhenruder mit Stoff bespannt, die im Fluge verstellbare Höhenflosse mit Sperrholz. Das für eine sichere Sinkgeschwindigkeit von 3,4 m/s gebaute Fahrgestell besteht aus zwei stromlinig verkleideten freitragenden Federbeinen mit Schraubenfederung und Oeldämpfung. Laufräder Ballonbereifung und fußbetätigte mechanische Innenbackenbremsen.

Triebwerk luftgekühlter Hirth HM 506 A-Motor von 160 PS Höchstleistung, feste Heine-Holzschraube von 2,2 m. Motorvorbau am vorderen Rumpfspant abnehmbar angeschlossen. Motoranlassen mit rückschlagsicherer Handkurbel. Kraftstoffanlage rechts und links im Flügelmittelstück eingebaute Hauptbehälter von 70 1, hinter dem Brandschott angeordneter Fallbehälter 23 1.

Spannweite 10,7 m, Länge 7,9 m, Höhe 2,8 m, Seitenverhältnis 6,7 m, Flügelfläche 17 m2, Leergewicht 620 kg, Fluggewicht 875 kg, Motor: luftgekühlter Hirth HM 506 A-Motor von 160 PS Höchstleistung, Flächenbelastung 51,5 kg/m2, Leistungsbelastung 5,47 kg/PS, Flächenleistung 9,42 PS/m2, Höchstgeschw. 236 km/h, Reisegeschw. bei 85% Drehzahldross. 200 km/h, Reisegeschw. bei Dauerl. 223 km/h, Landegeschw. o. Gas 85 km/h, Landegeschw. m. Gas 72 km/h, Ge-ringstgeschw. mit Landeklappe ohne Gas 81 km/h, Dienstgipfelhöhe 6250 m, größtes Steigvermögen, Bodennähe, 5,3 m/s, Steigzeit 1000 m Höhe 3,4 min, Flugbereich mit 2 Mann Besatzung bei 200 km/h Reisegeschw. 700 km = 3,5 Std., bei 223 km/h Reisegeschw. 600 km = 2,7 Std. Flugbereich mit 1 Mann Besatzung 920 km = 4,6 Std.

Curtiss-Wright 20 Zweimotor.

Curtiss-Wright 20 Zweimotor, für 30 Fluggäste und 4 Mann Besatzung, hat ein Fluggewicht von 16 000 kg. Reisegeschwindigkeit 320 km in 6000 m Höhe mit 1800 PS. In der Ueberdruckkabine entspricht der Luftdruck einer Höhe von 1950 m Höhe. Der Meereshohe entsprechender Luftdruck wird gleichbleibend erhalten bis 3300 m Höhe.

Curtiss glaubt mit zwei Motoren ein Maximum von Sicherheit zu erreichen. Unfallursachen in USA sind nach statistischen Erhebungen zurückzuführen auf Motorenstörungen 6%, Fahrwerke 19%, menschlicher Irrtum 31%. Je geringer die Zahl der Hebel, Bedienungseinrichtungen und Instrumente, um so geringer die Zahl der Irrtümer.

Der Wright-Cyclone-Doppelsternmotor, 14 Zyl., mit Curtiss elektrischem Verstellpropeller für Segelstellung, leistet am Start 1500 PS, Reise 900 PS.

Flügel, Verjüngung des Anstellwinkels gleichzeitig Verjüngung des Profiles nach den Flügelspitzen.

Rumpf von elliptisch-ähnlichem Querschnitt aus zwei verschobenen Kreisen gebildet, wie untenstehende Abbildung zeigt. Während bei kreisrundem Querschnitt der äußere Druck gleichmäßig nach dem Mittelpunkt wirkt, wird bei dem vorliegenden Querschnitt ein Seitendruck entstehen, der jedoch durch den Fußboden des Oberdecks, Fluggastraum, aufgenommen wird. Der untere Raum dient zur Qepäckaufnahme und sonstigem.

Fahrwerk in ausgefahrenem Zustand sehr weit nach vorn stehende Räder, hochziehbar mit Abdeckklappen. Besondere Oelstoß-dämpfer für Sinkgeschwindigkeiten von 4,8 m/sec.

Spannweite 32,95 m, Länge 23,2 m, Höhe 5,61 m, Fläche 125,75 m2, Flügeltiefe von 5,04 m bis zu 1,68 m. Leergewicht (geschätzt) 11 820 kg, Fluggewicht (geschätzt) 16 300 kg. Geschwindigkeiten geschätzt, maximal in 3600 m Höhe 381 km/h, Reise in 3000 m Höhe 322 km/h, in 6000 m Höhe 338 km/h, Landegeschwindigkeit 106 km/h. Gipfelhöhe 10 000 m, mit einem Motor 4500 m.

MascA/henge wehr Sauerstoff

/allsch/rmteuchtMugeln A/an/'t/or?

Martin-Bomber „166".

Glenn L. Martin veröffentlicht jetzt die Weiterentwicklung ihres Typs 139 W, den wir bereits auf Seite 96, 1937, im „Flugsport" beschrieben haben. Der freitragende 2-motorige Mitteldecker, der sich in seinem Aufbau von dem Typ 139 nur in Kleinigkeiten unterscheidet, weist trotzdem nennenswert bessere Leistungen auf. Rumpf Ganzmetall, zugespitzte ovale Form, Schalenbauweise, vernietete Leichtmetallkonstruktion. Flügel Ganzmetall, freitragend, vernietet, geschränktes Profil Gö 398, hydraulische Landeklappenbetätigung. Leitwerk Ganzmetall, Höhen- und Seitenflosse aus Alclad, stoffbespannt, einziehbares Fahrwerk.

Spannweite 21,6 m, Länge 13,5 m, Flächeninhalt 63,4 m2, Querruderinhalt 4,9 m2, Flosseninhalt 5,3 m2, Seitenruderfläche 1,9 m2, Nennleistung der Motore in Bodennähe 760 PS bei 2100 min, in 2650 m Höhe 840 PS bei 2100 Umdr. Die Startspitzenleistung liegt bei 875 PS bei 2200 Umdr. Kompressionsverh. 1/6,5; Untersetzungsgetriebe 16/11; dreiteilige Metallschraube 3,5 m. Leergewicht 4635 kg. Fluggew. verschieden, zwischen 7040 und 8490 kg. Flächenbelastung 111 kg/m2 bis 134 kg/m2 und Leistungsgew. 4,2 kg/PS bis 5,06 kg/PS.

Bei norm. Fluggewicht max. Geschw. in Bodennähe 336 km/h, in 2650 m Höhe

394 km/h. Dienstgipfelhöhe mit 2 Motoren 6925 m, mit 1 Motor 3050 m. Steiggeschw. am Boden 7,2 m/sec, in 2650 m Höhe 7,2 m/sec. Steigzeit auf 3000 m Höhe 421 sec, Startweg 262 m; Landegeschw. (mit Landehilfen und abgeworfenen Bomben) 107 km/h.

Flugdauer 5 Std. und 3 min mit Gesamtgewicht von 7899 kg, Geschw. 320 km/h, und 8 Std. und 7 min mit

Gesamtgewicht von 8321 kg, Geschw. von 275 km/h, d. h. mit 2885 1 Betriebsstoff beträgt die größte Flugdauer 12 Std. 6 min bei 260 km/h.

Singwa/p/siole

Maschmengrenehr

Schleppantenne

AbmirfVorr/chtung

Martin 166.

Zeichnung: Flugsport

Bei 5960 kg (Normalgew.; abgew. Bomben) u. max. Sturzflug-geschw. (482 km/h) Lastvielfaches für Fahrwerk 5,0; bei 6383 kg (max. Gew./ abgew. Bomben) 4,0.

Dornier»Do 26 4-Motor-Transozean-Flugboot*)

Dornier-Do 26 wurde für den Nordatlantik-Postverkehr der Deutschen Lufthansa entwickelt. Die bisherigen Erfahrungen im Nordatlantik ließen den Wunsch aufkommen, ein Flugzeugbaumuster zu besitzen, das ohne Zwischenwasserung die rund 5600 km lange Strecke Lissabon—New York durchfliegt. Um diesen Wunsch zu erfüllen, mußte eine Erhöhung der Reisegeschwindigkeit gefordert werden, die eine Vergrößerung der Triebwerkanlage auf 4 Motoren bedingte, da bekanntlich die Nordatlantikstrecke als eine ausgesprochene Schlechtwetterstrecke zu bezeichnen ist. Die von der Deutschen Lufthansa gestellten Forderungen wurden durch die grundlegende Neukonstruk-tion des Flugbootes Dornier-Do 26 erfüllt. Da das Flugboot normaler-

*) Alle Bilder Dornier-Werke.

Viermotoriges Transozeanflugboot Dornier-Do 26.

Viermotoriges Transozeanflugboot Dornier-Do 26. Die hinteren Motoren- und Schraubenaggregate können um 10° nach oben geschwenkt werden, um Spritzwassereinflüsse zu vermeiden. Man beachte die hinter dem Motor liegenden Landeklappen, darüber die Leitbleche nach den Motoren, um Wirbel zu vermeiden. Das Motorenaggregat ist gerade nach oben gestellt. Links die heruntergelassenen

Stützschwimmer.

Viermotoriges Transozeanflugboot Dornier-Do 26.

weise mit Hilfe einer Flugzeugschleuder von den bewährten Lufthansa-hilfsschiffen gestartet wird, und eine Landung in bewegtem Wasser nur im Notfall in Frage kommt, hat Dornier bewußt bei diesem Baumuster auf die für seine Flugboote so charakteristischen Flossenstummel verzichtet und zum erstenmal im deutschen Flugbootbau das Prinzip des einziehbaren Fahrwerks beim Landflugzeug auf die Stabilitätsschwimmer des Flugbootes angewandt, die während des Fluges in das Innere des Flügels eingezogen werden. Die außerordentlich günstige aerodynamische Form und Gestaltung der Gesamtanordnung, die erreicht wurde, kommt natürlich in gleicher Weise der Geschwindigkeit wie der Reichweite zugute. Das Flugboot Dornier-Do 26 ist ein freitragender Schulterdecker von 30 m Spannweite. Der 3teilige Flügel besteht aus einem rechteckigen V-förmig gestalteten Mittelstück, das organisch aus dem Bootskörper wächst und die beiden

schlanken Motorengondeln trägt, die je 2 Mo-\ toren in Tandemanord-| nung enthalten. Der 2-stufige Bootskörper in I bewährter Dornierbau-weise gestaltet, ist durch 8 wasserdichte Schott-i wände unterteilt, so daß im Falle einer Lek-kage das Boot immer schwimmfähig bleibt. Entsprechend den 1 Erfordernissen desTrans-ozean-Dienstes ist das Boot eingeteilt in einen i Bugraum, der die not-| wendige Seeausrüstung, I wie Treibanker etc., enthält. Anschließend daran befindet sich der

Viermotoriges Transozeanflugboot Dornier-Do 26.

„FLUGSPORT" Nr. 19/1938, Bd. 30 Seite 507

vordere Postraum für Fracht-und Briefpostsendungen, an welchen sich der geräumige und bequeme Führerraum anschließt, auf den wiederum der Funk- und Navigationsraum folgt. Zur besseren Ueb erwachung der Triebwerke wurde eine eigene

Triebwerküberwachungsanlage geschaffen, die vom Maschinisten des Bootes gewartet wird. In der Bootseinteilung folgt dann der Tankraum, ein weiterer Postraum, ferner ein bequemer großer Ruheraum für die Besatzung, anschließend Toilette und Waschraum. Vergleiche die neben- und untenstehenden Abbildungen.

Das Triebwerk des Baumusters Dornier-Do 26 besteht aus 4 Junkers-Jumo-Diesel-Motoren, die in Tandemanordnung angebracht sind. Während die beiden Zugschrauben vom Motor direkt angetrieben werden, ist der Antrieb der beiden Druckschrauben über eine Verlängerungswelle vorgenommen. Zur Vermeidung der Spritzwassereinflüsse auf die hinteren Schrauben wurde zum erstenmal in der Geschichte des Flugzeugbaus das hintere Motoren- und Schraubenaggregat derartig konstruiert, daß beim Start dieses Aggregat um 10°, das sind etwa 40 cm, nach oben geschwenkt werden kann. Nach Abheben

Viermotoriges Transozeanflugboot Dornier - Do 26. Von oben nach unten: Führerraum. Darunter: Blick vom Funkraum auf den Führerraum. Sitze können für Ruhelage nach hinten geklappt werden. Darunter: Stand des Bordwartes. Ueberwachung der Triebwerksgeräte. Man beachte links die seitlich leicht zugänglichen Leitungen. Unten: Funkraum, nach achtern gesehen.

des Bootes vom Wasser werden Motor und Schraube wieder in normale Lage gebracht. Die 4-motorige Ausführung gestattet die Fortsetzung des Fluges beim Ausfall von einem oder zwei beliebigen Motoren. Alle Leitungen wurden so verlagert, daß sie während des Fluges zugänglich sind und gewartet werden können. Nach den Motoren führen besondere Gänge, so daß während des Fluges evtl. Störungen behoben werden können. Hierdurch ist größtmöglichste Sicherheit auch bei Dauerflügen über lange Strecken gewährleistet. Das Leitwerk, das aus je einer Höhen- und Kielflosse mit angelenktem Ruder besteht, sitzt in üblicher Weise auf dem Heck des Bootskörpers.

Beim Do 26 ist der mittlere Teil der Bootshülle als Kraftstoffbehälter ausgebildet. Vorteil große Raumersparnis. Ebenso konnte das Boot leichter gebaut werden. Unterbringungsmöglichkeit des Kraftstoffes in der Nähe des Schwerpunktes. Umpumpen des Betriebsstoffes, um zu trimmen, fällt weg.

Wie schon eingangs angedeutet, dient das Flugboot Dornier-Do 26 zur Beförderung von Post über lange und längste Seestrecken. Es ermöglicht eine Mitnahme von 80 000 Flugpostbriefen oder entsprechender Fracht über Flugstrecken bis zu 9000 km. Am 30. 8. wurde das Flugboot Dornier-Do 26, welches für den Atlantikpostverkehr bestimmt ist, auf dem Müggelsee bei Berlin zum erstenmal durch den Halter Deutsche Lufthansa vorgeführt. Nach weiteren Versuchsflügen auf der Ostsee gegen Ende des Jahres soll es zum ersten Atlantikflug starten.

Spannweite 30 m, Länge 24,50 m, Höhe 6,85 m, Flügelfläche 120 m2, Leergewicht 10200 kg, Gesamtlast 9800 kg, Fluggewicht (Katapultstart) 20 000 kg, Höchstgeschw. 335 km/h, Reisegeschw. 310 km/h, Landegeschw. 110 km/h, Flugbereich 9000 km.

Viermotoriges Transozeanflugboot Dornier-Do 26. Von oben nach unten: Ruheraum für Besatzung, Toilettenraum, Teilansicht des Rumpfinneren.

Anwendung unsymmetrischer Anströmung bei Schwingenflugzeugen«

Von F. B u d i g.

Angeregt durch die Beobachtung des Vogelfluges glauben viele Flugtechniker, daß es einmal möglich sein wird, durch das Schwingenflugzeug das gewöhnliche Flugzeug mit Luftschraube zu übertreffen. Andere meinen, daß keine physikalischen Voraussetzungen dafür vorhanden wären. Im Nachstehenden soll gezeigt werden, daß es solche gibt. Mit Schwingenflugzeugen können Luftkräfte ausgenützt werden, die beim Drachenflugzeug verloren gehen. Die weitgehendste Erfassung dieser Kräfte führt zum Flug mit Muskelkraft.

Nicht jedes Schwingenflugzeug wird diese Kräfte alle erfassen können. Bei meinem Schwingenflugzeug mit unsymmetrisch angeströmten Schwingen sind die Vorbedingungen hierfür vorhanden. An Hand von Messungen bei normaler und unsymmetrischer Anströmung eines Tragflügels sowie durch Experimente mit Schwingen und durch Gegenüberstellung eines Schwingenflugzeuges mit normaler Anblasung will ich versuchen, den Leser zu überzeugen. Der Kürze wegen soll für die offizielle Bezeichnung ,,unsymmetrische Anströmung" die in meinen früheren Arbeiten gewählte Bezeichnung „Schräganblasung" beibehalten werden.

Mein Schwingenflugzeug bezieht sich auf ein Schwingenflugzeug mit schräg angeströmten Schwingen*) nach der Art der Patente 608 521 und 651 072. Die fortschrittliche Wirkung besteht in der Vollkommenheit der Antriebsmechanik. Ein sehr großes Rad, welches sich in der Symmetrieebene des Schwingenflugzeuges dreht, überträgt mittels Kurbeln oder durch Exzenter, welche an den Radflanken sitzen, seine Bewegung auf die Schwingen. Das Rad ist durch den Rumpf und die Kielflosse nahezu vollständig verkleidet, verursacht daher keinen Luftwiderstand. Es dient aber nicht nur zum Antrieb der Schwingen, sondern auch als Energie-Speicher. Ferner trägt es nahe am Rande einen Zahnradkranz für den Kraftantrieb und wird als Laufrad für Start und Landung des Schwingenflugzeuges benutzt. Im Fluge dient die gyroskopische Wirkung des Rades zur Beeinflussung der Querlage des Flugzeuges, mittels des Seitenruders.

Infolge des großen Durchmessers des Rades, der beispielsweise 1,6 m betragen soll, kann man an der Erde mit der Geschwindigkeit von 15 m/Sek. rollen, wenn dem Rade 3 Umdrehungen in der Sekunde erteilt werden. Zwangsläufig vom Rade angetrieben, führen dann die Schwingen drei Schläge in der Sekunde aus. Bei so langsamer Umdrehungszahl des Rades ist ein großer Raddurchmesser notwendig, damit das Rad bei geringem Gewicht Arbeitsüberschuß aufnehmen und abgeben kann. Als Zahnrad ausgebildet, welches ohne Anwendung von Zwischenrädern etwa 15mal langsamer laufen soll als die antreibende Motorwelle, bedarf das Rad ebenfalls des großen Durchmessers.

Die oben genannte Schlagzahl der Schwingen hat sich als ausführbarer Mittelwert aus praktischen Proben mit dem Erfindungsgegenstand ergeben. Beim Rollen an der Erde mit dem großen Laufrad soll dieser Mittelwert nicht überschritten werden, weshalb zur Verbesserung des Vortriebes bei dieser Schlagzahl eine Steigerung des Schräganblasewinkels y — j (*) durch neue Mittel notwendig ist. Nach vorliegender Erfindung wird dieses Ziel durch Neigen der Schwenkachsen der Schwingen erreicht, und zwar in eine zur Längsachse des Schwingenflugzeuges vorn nach innen geneigte Lage, ferner durch weitere Vergrößerung des Beaufschlagungswinkels t — h nach dem Flügelende zu. Damit durch die letztere Maßnahme kein Auftriebsverlust beim Aufwärtsschlag der Schwingen entsteht, wird das Flügelprofil am Ende der Schwingen im Takte des Flügelschlages formverändert, indem beim Aufwärtsschlag die Flügelsehne in positivem Sinne verstellt wird, beim Abwärtsschlag der Schwingen aber im negativen Sinne. Beschreibung des mechanischen Teils des Schwingenflugzeuges.

Die Schwingen 1 (Abb. 1, 3, 4) sind an den unbeweglichen Flügelstummeln

*) Luftkraftmessungen III von Budig, „Flugsport" Nr. 18, Jahrg. 1931; Flügel mit niedrigem Seitenverhältnis, von Budig, „Flugsport", Jg. 1934, S. 250—253; Vortriebseinrichtung von Budig, „Flugsport", Jg. 1936, S. 390.

(*) Die Doppelbenennung y — j und t = h wird hier angewandt, weil ich in früheren Aufsätzen die Zeichen y und ^ verwendet habe. Die internationalen Zeichen für den Schräganblasewinkel und den Beaufschlagungswinkel sind jetzt j und h.

2 und 3 mittels der Schwenkachse 4 gelagert. Die Schwingen sind in einwärtsgeschwenkter Lage dargestellt. Durch die V-Streben 5, 6, 7, 8 sind die Schwingen 1 mit der Schwenkachse 4 zu einer festen Zelle vereinigt. Die V-Streben 5, 6, 7, 8 bestehen aus runden Rohren, die alle mit einer tropfenförmigen Verkleidung umgeben sind, von welchen sich jede beim Bewegen der Schwingen durch den Seitendruck der Luft einige Grade um das runde Rohr dreht, derart, daß die Streben 5, 6, 7, 8 beim Flügelschlag im Fluge Vortrieb erzeugen.

Die inneren Enden der Schwingen greifen in den Hohlraum des festen Mittelflügels 9 ein. Dieser Flügel ist an der Unterseite fast ganz unterbrochen, damit die V-Streben 7, 8 Einlaß in den Mittelflügel finden und damit die von der Schwinge verdrängte Luft abfließen kann. Abb. 1 zeigt die Unterbrechung an der Unterseite des festen Flügels 9.

An den Schwingen sitzen im Eckverband der V-Streben 7, 8 die Stangen 10, 11 (Abb. 1, 3, 5). Dieselben sind an ihrem unteren Ende mit einem Qabelhebel 12, 13 durch Kreuzgelenke verbunden. Der Qabelhebel ist an der Achse 14 im Rumpf schwenkbar gelagert. Abb. 2 stellt den Gabelhebel im Grundriß dar. Durch Schwenken des Gabelhebels um dessen feste Achse 14 können die Schwingen in bezug auf die Flugzeugmitte einwärts und auswärts geschwenkt werden, indem die Schwenkbewegung mittels der Stangen 10', 11 vom Gabelhebel auf die Schwingen übertragen wird. Abb. 3 (links) zeigt, gestrichelt gezeichnet, die Flügelzelle mit der Stange 10 in auswärtsgeschwenkter Lage, wobei auch die abwärts gerichtete Bewegung des Außenendes der Schwinge zu sehen ist.

Der Gabelhebel 12, 13 wird durch das Rad 15 betätigt, welches im Rumpf auf der Achse 16 drehbar gelagert ist und zwischen den Hebelarmen 12, 13 läuft. Zur Mitnahme des Hebels 12, 13 dienen die Rollen 17, 18, welche in glatten Rillen 19 laufen. Die Rillen sind mit der Exzentrizität E an beiden Flanken des Rades angebracht. Zur Verminderung der Reibung besitzen die Rollen 17, 18 Kugellager. Es ist auch möglich, anstatt des Exzenters die Kurbeln 20, 21 (Abb. 5) mit einem Radius R = E anzuwenden. In diesem Falle ist die Achse 16 mit dem Rade 15 fest verbunden, und der Gabelhebel 12, 13 wird durch die Pleuelstangen 22, 23 betätigt. Die Kurbelachse 16 ist im Rumpfgehäuse 24 gelagert.

Der Antrieb des Rades 15 geschieht mit einem Motor 25 (Abb. 2, 4) durch ein Zahnrad, welches in eine Triebstockverzahnung greift, die an einer der Seitenflanken des Rades 15 angebracht ist. Da der Motor auch beim Einwärtsschwenken der Schwingen Arbeit leistet, die während dieser Periode des Flügelschlages im Fluge nicht gebraucht wird, ist zur Aufnahme dieser Arbeit ein Gummikabel 26 (Abb. 1) als Energiespeicher vorgesehen. Das Gummikabel hängt innerhalb der Kielflosse, ist an derselben im Punkte 27 festgemacht und greift mit dem anderen Ende am Ende des Hebels 12 an. In ähnlicher Weise kann man ein zweites Gummikabel auf der anderen Seite am Hebel 13 anbringen. Abb. 1 zeigt das Gummikabel 26 in gespanntem Zustand. Beim Auswärtsschwenken der Schwingen wird die im Gummikabel 26 aufgespeicherte Energie abgegeben und dadurch die Kraft des Motors 25 in dieser Periode des Flügelschlages unterstützt.

Einen zweiten Energiespeicher bildet das Rad 15, dessen Energieabgabe namentlich zur Ueberwindung der Totpunktstellungen der Kurbelarme oder der Exzenter gebraucht wird.

Beim Start des Schwingenflugzeuges kann der Motorantrieb durch die Muskelkraft des Fliegers unterstützt werden, indem der Gabelhebel 12, 13 durch einen mit dem Gabelhebel verbundenen Handhebel 60 betätigt wird. Es ist auch möglich, den Gabelhebel 12, 13 mit bekannten Mitteln zu einer Antriebsvorrichtung für Hand- und Fußantrieb auszubauen, so daß das Rad 15 durch Muskelkraft allein in Drehung versetzt werden kann.

Der Schräganblasewinkel beim Flügelschlag wird nach Patent 608 521 durch die resultierende Flugbahn V der Schwingen bestimmt, wobei angenommen ist, daß die Schwenkachsen (parallel) zur Längsachse des Flugzeuges liegen. Die seitliche Flügelbewegung erzeugt dann bei großer Fluggeschwindigkeit kleine Schräganblasewinkel. Abb. 4 zeigt eine andere, gestrichelt gezeichnete Flügelanordnung mit einer zur Längsachse geneigt gelagerten Schwenkachse 4, wodurch die Schräganblasewinkel -fy = +j und —y = —j in bezug auf die Richtung der Flügelvorderkante erheblich geändert werden. Der Bewegungsplan vor der gestrichelt gezeichneten Flügelvorderkante in Abb. 4 zeigt, daß der Winkel +y = +j beim Auswärtsschlag der Schwingen durch die Neigung a der Schwenkachsen vergrößert, beim Einwärtsschlag aber verkleinert wird. Da beim

(19) (17)

Abb. 1. Abb. 2.

Einwärtsschlag der Schwingen kein Vortrieb durch die Schräganblasung erzeugt werden kann, ist ein kleiner Schräganblasewinkel ohne Nachteil, dagegen ist beim Auswärtsschlag die gewonnene Zunahme des Schräganblasewinkels zur Vergrößerung des Vortriebes der Schwingen erwünscht.

Die Krümmung der Schwinge hat bei vorliegender Erfindung einen neuen Verlauf. Vom Innenende bis zur Linie A (Abb. 3) bildet sie einen Kreisbogen, der die Schwenkachse 4 zum Mittelpunkt hat. In bezug auf die Flugrichtung ist der Anstellwinkel des Profils in diesem Bereich positiv, so daß dieser Teil der Schwinge während des Flügelschlages als schräg angeblasener Tragflügel ohne Beaufschlagungswinkel t = h wirkt, daher hohen Auftrieb bei geringem Widerstand, aber keinen Vortrieb erzeugt. Von der Linie A bis zur Linie B wächst der Beaufschlagungswinkel t — h langsam an. Von der Linie B ab bis an das Außenende der Schwinge nimmt die Größe des Beaufschlagungswinkels f = h schneller zu, so daß er am Schwingenende die Größe 40° bis 45° erreicht, anstatt 25° bis 30° gemäß Patent Nr. 651 072. Dadurch wird von der Linie B ab ein gerader

Verlauf des Schwingenendes erreicht, an welches ohne Schwierigkeiten Querruder und Flügelklappen angelenkt werden können.

Der größere Winkel t = h ruft naturgemäß größeren Luftwiderstand in der Schlagebene der Schwingen hervor, der bei gleichem Kraftaufwand die Schwingen langsamer schlagen läßt. Auf diese Weise wird von den Schwingen während des Auswärtsschlages eine größere Luftmenge langsamer verdrängt, wobei derselbe Auftrieb erzeugt werden kann wie bei dem umgekehrten Verfahren.

Der Einwärtsschlag der Schwingen erfordert jedoch bei großem Beaufschlagungswinkel t = h eine Anstellwinkelveränderung des Profils um die Holmachse der Schwinge, damit der Auftrieb während des Einwärtsschlages erhalten bleibt. Versuche in dieser Richtung haben zwei Möglichkeiten ergeben. Abb. 6 zeigt ein verstellbares Außenende der Schwinge, bei welchem der Holm 28 mit der schwingbaren Zelle ein festes Ganzes bildet. Die Flügelnase 29 ist am Außenende der Schwingen als besonderer Flügelteil ausgebildet und an den gerade verlaufenden Teil der Holmkante 30 angelenkt. In derselben Weise ist die hintere Klappe 31 an der Holmkante 32 schwenkbar gelagert. Die Stange 33 verbindet die Flügelnase 29 mit der hinteren Klappe 31 in Gelenken. Der Gummizug 34 hält dem Aui-trieb an der Flügelnase Gleichgewicht. Das Verstellen der beweglichen Flügelteile bewirkt die Anstellwinkelveränderung am Außenende der Schwingen. Die Betätigung geschieht selbsttätig durch den Richtungswechsel des Flügelschlages. Gewichte und Hebelarme der beweglichen Teile 29, 31 sind nämlich nicht gleich groß; sie überwiegen bei der hinteren Klappe 31. Durch die Trägheitswirkung wird daher beim Einwärtsschlag der Schwingen die Klappe 31 entgegengesetzt zur Bewegungsrichtung um die Achse 32 geschwenkt und so das Profil in die in Abb. 6 gestrichelt gezeichnete Umrißform gebracht. Beim Auswärtsschlag der Schwingen geht aus den gleichen Gründen das Profil in. die stark ausgezogen gezeichnete Form über.

Das Gewicht der Flügelnase übt bei vorstehend beschriebener Anordnung eine der Wirkung der hinteren Klappe entgegengesetzt gerichtete Wirkung aus. Abb. 7 zeigt eine Vorrichtung zur Anstellwinkelveränderung beim Flügelschlag, bei welcher die Massenkräfte, die an den beweglichen Flügelteilen wirken, gleichgerichtete, d. h. einander unterstützende Wirkungen ausüben. Am Außenende 35 der Schwinge ist hinten eine Klappe 36 an der Kante 37 schwenkbar angelenkt. Auch ein Stück Vorderkante des Flügels ist am Außenende der Schwinge als Klappe 38 ausgebildet und mit der Flügelnase durch das Gelenk 39 verbunden. Beide Klappen sind durch den Hebel 40, die Stange 41 und den zweiarmigen Hebel 42 zwangsläufig verbunden. Der Hebel 42 ist mittels der festen Achse 43 im Flügel gelagert. Der Gummizug 44 und die Druckfeder 45 halten das Flügelprofil in einer Umrißform fest, die durch die überwiegende Spannung der einen oder der anderen Federung bestimmt werden kann. Auf diese Weise ist es möglich gemacht, im Fluge, mit und ohne Flügelschlag, vom Führersitz aus die auch als Querruder des Flugzeuges dienenden Klappen 36 oder 31 zu beeinflussen. Es ist nur notwendig, die Gummizüge 44 (oder 34 in Abb. 6) an den Querruderhebel im Führersitz anzuschließen, derart, daß beim Betätigen dieses Hebels an der einen Schwinge des Flugzeuges der Gummizug 44 gespannt, an der anderen Schwinge aber entspannt wird. In der Mittelstellung des Querruderhebels ist die Spannung der Gummizüge 44 gleich groß und so gewählt, daß das Profil der Abb. 7 durch die Druckfeder 45 in der Mittellage zwischen den beiden gezeichneten Umrißformen gehalten wird. Die Beeinflussung der Profilform beim Flügelschlag ist aus den Wirkungen des Luftdruckes und den Massenkräften ohne weiteres verständlich. Das vorn liegendefl Höhenruder 46, das hinten liegende Seitenruder 47, die Gleitkufen 48, 49 und die Versteifungsstreben 50 ergänzen die beschriebenen Bestandteile des Schwingenflugzeuges.

Die beistehende Abbildung 12 zeigt den ausgeführten Patentgegenstand. Derselbe ist für Versuche im Windkanal gebaut, besitzt aber weder Höhen- noch Seitenleitwerk. Die Spannweite beträgt 9 m beim Auswärtsschlag der Schwingen, die Flügeltiefe 1 m. Die Schwingen werden durch einen Elektromotor angetrieben, der in der Verkleidung des Mittelstückes untergebracht ist.

Abb. 8 stellt die vielfach vertretene Form des Flügelschlages ohne Schräg-anblasung schematisch dar. Die Schwinge 51 ist mit der Schulter an der Achse 52 gelagert und wird durch einen Hebel 53 und eine Pleuelstange 54 mittels einer Kurbel 55 bewegt. Die Schwinge befindet sich auf dem Bild in der Periode des Abwärtsschlages und erzeugt dabei die Normalkraft Z. In der oberen Totstellung

des Kurbelarmes 55 befindet sich die Schwinge an Stelle der im Bild gestrichelt gezeichneten Linie.

In Abb. 9 ist die beim Bewegen schräg angeblasene Schwinge 1 schematisch dargestellt. Der Hebel 53, die Pleuelstange 54 und die Kurbel 55, also diejenigen Teile, welche zum Antrieb der Schwinge dienen, sind von gleicher Abmessung wie in Abb. 8. Die Schwinge 1 ist aber nicht am Hebel 53 direkt gelagert, sondern durch Zwischenschaltung einer Stange 56 nach oben verlegt. Dadurch gelingt es, den gleichen Flügelschlag wie in Abb. 8 zu erzeugen und als Zugabe noch eine seitwärts gerichtete Bewegung mit der Schwinge auszuführen, wodurch die Schräganblasung der Schwinge entsteht, sobald das Flugzeug sich vorwärts bewegt. Die gestrichelt gezeichneten Flügelstellungen in Abb. 8 und 9 heben die Seitwärtsbewegung als einzigen Unterschied zwischen den beiden Verfahren hervor. Die Kraft, die zum Bewegen der Schwingen aufgewendet werden muß, ist in beiden Fällen gleich groß, vorausgesetzt daß die Normalkraft Z in gleicher Größe an gleichem Hebelarm angreift.

Ueber den Verlauf der Normalkraft Z und über den Verlauf der Tangentialkraft X, wobei letztere den Vortrieb in Richtung der Flügelsehne darstellt, gibt Abb. 10, das Lilienthalsche Diagramm mit und ohne Schräganblasung Aufschluß. Cxi, Cyi und Czi sind dort als Funktion der Schräganblasewinkel ji dargestellt. Mit Schräganblasewinkel ist der Winkel bezeichnet, den die resultierende Windrichtung V an der Schwinge mit der Senkrechten zur Vorderkante der Schwingen bildet. (Siehe Bewegungsplan der Abb. 4.)

Cyi ist der Koeffizient der Kraft Y (Abb. 9), die in Richtung der Holmachse wirkt. Die Kraft Y ist im Bereich der wirksamsten Schräganblasewinkel gleich Null, sonst aber sehr klein. Bei Schräganblasewinkeln, die kleiner sind als 32°, was im Fluge meistens der Fall sein wird, ist die Kraft Y positiv, d. h. sie besitzt die entgegengesetzte Richtung als der Pfeil Y in Abb. 9. Infolgedessen macht sich ein besonderer Vorteil der zwischengeschalteten Stange 56 bemerkbar. Letztere bildet den Hebelarm, an welchem die nach außen gerichtete Kraft Y antreibend auf die Kurbel 55 wirkt. Die Schräganblasung entlastet also die Antriebsmaschine der Schwingen. Wie später gezeigt werden wird, kann man die kleine Kraft Y, die aus dem Diagramm der Abb. 10 hervorgeht, erheblich vergrößern.

Das Diagramm wurde im Jahre 1936 im großen Windkanal von Chalais-Meudon bei Paris an einem 5 m2 großen Flügel, Profil Göttingen 387, gemessen und berechnet. Die Messungen sind in der Fachzeitschrift „La Technique Aeronau-tique" 1937, Heft Nr. 144, veröffentlicht. Aus dem Diagramm entnimmt man bei Schräganblasewinkel ji = 0°, also für den Fall der Abb. 8, ein 100 Cxi = —13,4 bei einem 100 Cz± = 118. Der Schräganblasewinkel ji = 32° (Fall der Abb. 9) zeigt dagegen ein lOOCxi = —24,9 bei einem 100 Cz± = 136,9.

Die angegebenen Werte beziehen sich auf einen Anstellwinkel des Flügels von 29°, 4. Wenn dieser große Anstellwinkel durch Flügelschlag mit den Vorrichtungen nach Abb. 8 und 9 erreicht werden soll, würde, wenn Va die mittlere Flügelgeschwindigkeit beim Abwärtsschlag und V die Vorwärtsgeschwindigkeit Va

des Flugzeuges bedeutet, = tg 29°,4 sein müssen. Bei einer Vorwärtsgeschwindigkeit von 5 m/Sek. sind demnach rund 2,8 m/Sek. mittlere Flügelgeschwindigkeit beim Abwärtsschlag erforderlich. Die Schwenkachsen 52 sind dabei in Flugrichtung liegend gedacht. Beim Ziehen des Flugzeuges wird der genannte Anstellwinkel auch bei größerer Vorwärtsgeschwindigkeit erreicht.

Das Ergebnis der vorstehenden Rechnung bezieht sich auf Umstände, welche beim Start oder beim Langsamfluge mit Schwingenflugzeugen vorkommen. Die

Abb. 5. Abb. 7.

Ueberlegenheit des Schwingenflugzeuges mit Schräganblasung kann daher aus dem vorhandenen Diagramm für diese Fälle nachgewiesen werden.

Mit zunehmender Vorwärtsgeschwindigkeit des Flugzeuges bei gleicher Schlaggeschwindigkeit wird der Anstellwinkel der Schwingen wesentlich kleiner. Offizielle Diagramme über Schräganblasung am horizontalen Flügel bei kleinerem Anstellwinkel als 29°,4 liegen leider noch nicht vor. In den Jahren 1933—1936 ist aber ein praktischer Beweis der überlegenen Wirkung bei Schräganblasung für die in Frage kommenden kleineren Anstellwinkel erbracht worden, und zwar durch Schwingenantriebe für Boote, die nach Art der in Abb. 9 gezeigten Schwinge ausgebildet sind.

Die Wirkungsgradkennlinie des Schwingenantriebes für Boote wurde bereits im Flugsport Nr. 16, Seite 391, vom Jahre 1936 gebracht. Das dort gezeigte Maximum des Wirkungsgrades (75% bei 9 km/h Fahrtgeschwindigkeit) wird bei einem Relativanstellwinkel von etwa 13° und einem Schräganblasewinkel ji von etwa 27° erreicht.

Aus der Wirkungsgradkennlinie und der Angabe des Anstellwinkels entnimmt man, daß der größte Wirkungsgrad mit dem Anstellwinkel des Auftriebsmaximums des Profils erreicht wird. Beim Bootsantrieb besitzt die Schwinge symmetrisches Profil. Für Schwingenflugzeuge muß natürlich ein asymmetrisches Profil gewählt werden. Auch dieses Profil habe ich mit meinem Schwingenantrieb im Wasser untersucht und dabei das gleiche Ergebnis festgestellt.

Der Wert des Versuches liegt auf der Hand. Beim Schwingenflugzeug ist im Steigfluge die Aufgabe gestellt, mit den Schwingen während des Abwärtsschlages den Anstellwinkel des Maximalauftriebes aufzusuchen und gleichzeitig die größtmöglichste Vortriebsleistung zu erreichen. Der Abwärtsschlag der Schwingen muß aber auch mit dem kleinstmöglichen Energieverbrauch geschehen.

Der Versuch mit dem Schwingenantrieb im Wasser überzeugt, daß die Bedingungen erfüllbar sind. Die Erfüllung der letzteren Bedingung wird durch die Feststellung der positiven Kraft Y längs der Holmachse ganz wesentlich erleichtert. Abb. 10 zeigt den Verlauf dieser Kraft bei stationärer Strömung. Bei instationärer Strömung wird diese Kraft größer, ebenso beim Anstellwinkel des Maximalauftriebes. Der geringe Energiebedarf meines Schwingenantriebes für Boote ist ein Beweis dieser Behauptung.

Die Kraft Y entsteht bei dem Versuch in Chalais-Meudon an dem Anblaserand infolge der geneigten Lage der resultierenden Kraftrichtung des Unterdruckes am Anblaserand bei Schräganblasung des Tragflügels, welcher rechteckigen Umriß und gerade abgeschnittene, scharfkantige Flügelenden besitzt. Bei Schräganblasung des Flügels kann daher an den Flügelenden keine positiv gerichtete Kraft Y erzeugt werden. Es ist aber möglich, am Flügelende einen großen nach außen gerichteten Unterdruck zu erzeugen, wenn man das Flügelende abrundet. Die breiten gerundeten Schwingenenden meines Schwingenantriebes sind die erste Probe hierfür. Es wird damit bezweckt, daß die Schwingenvorderkante und die Schwingenenden der Sitz einer positiv gerichteten Kraft sind, welche in Richtung der Holmachse nach außen zieht. Die Kraft am Schwingenende entsteht mit Hilfe der unvermeidlichen Randwirbel, zu deren Andrehen bekanntlich Energie verausgabt wird. Die Randwirbel verbrauchen aber nicht nur Energie, sie können auch Kraft erzeugen und Arbeit leisten, wie durch meinen Schwingenantrieb im Wasser gezeigt ist.

Es ist leicht ersichtlich, daß die Arbeitsleistung der Kraft Y nur dann möglich ist, wenn der Tragflügel wie im Falle der Abb. 9 an der Stange 56 seitwärts beweglich befestigt ist. Im Falle der Abb. 8 erzeugen die Randwirbel am gerundeten Schwingenende eine nutzlose Kraft. Der Energieaufwand, der zum Andrehen der Randwirbel nötig ist, geht als induzierter Widerstand verloren, weil die Schwinge nach Abb. 8 keine seitliche Bewegung ausführen kann. Die Schwinge nach Abb. 9 gewinnt einen großen Teil der verausgabten Energie zurück, weil die Bewegung der nach außen ziehenden Kraft die Antriebsmaschine der Schwingen entlastet

Das Schwingenflugzeug nach Abb. 8 verursacht nach den bisher behandelten Gesichtspunkten einen größeren induzierten Widerstand als das gewöhnliche Drachenflugzeug mit gleicher Spannweite. Wie beim Tragflügel des Drachenflugzeuges, ziehen bei diesem Schwingenflugzeug seitwärts gerichtete Luftkräfte ohne Nutzen am Tragflügelholm. Schon im Jahre 1916 habe ich seitwärts gerichtete Luftkräfte durch Messung der Druckverteilung im fliegenden Flugzeug an den Flügelenden vorgefunden. Im Steigfluge habe ich damals an den Rändern der

Flügelenden einen doppelt so großen Unterdruck gemessen als gleichzeitig an der Flügelvorderkante vorhanden war. (Siehe auch „Flugsport" Nr. 18, Jahrg. 1931, S. 382, Abb. 8.)

Die oben gezeigte Arbeitsleistung durch die positive Kraft Y bezieht sich auf den Abwärtsschlag der Schwingen. Wenn diese Arbeitsleistung voll ausgenutzt werden soll, muß die positive Kraft Y beim Aufwärtsschlag der Schwingen verschwinden. Da beim Aufwärtsschlag der Schwingen eine Anstellwinkeländerung eintritt und eine umgekehrt gerichtete Seitwärtsbewegung derselben vorherrscht, macht es keine Schwierigkeiten durch besonderen Zuschnitt der Schwingenenden hemmende Wirkungen an denselben zu beseitigen.

Der Aufwärtsschlag der Schwingen bedarf übrigens keiner Arbeitsleistung. Im Gegenteil, es läßt sich in dieser Periode des Flügelschlages Kraft aufspeichern, die beim Abwärtsschlag der Schwingen mitbenutzt wird. Versuche, die ich im natürlichen Wind in Ueberlingen mit dem aufgeführten Windkanalmodell von 9 m Spannweite ausgeführt habe, versprechen auch für diese Art des Energiegewinnes Erfolg. Das allgemein erwartete Durchsacken des vom Winde getragenen Modells beim Aufwärtsschlag der Flügel ist nämlich ganz ausgeblieben. Das Modell lag während des Flügelschlages, mit 200 kg Belastung im Winde schwebend, ruhig in der Höhenlage. Man kann dies so erklären, daß durch den schrägen Abwärt^schlag der Schwingen die Luft vor den Schwingen zum Ansteigen gebracht wird und, daß dieser ansteigende Luftstrom beim Aufwärtsschlag der Schwingen ausgenützt wird. Sicheres hierüber muß den Windkanalmessungen vorbehalten bleiben.

Es bleibt auf diesem neuen Gebiete natürlich noch vieles zu sagen übrig. Zunächst erscheint wichtig eine Aufklärung über Schwingungsschäden, die manche Wissenschaftler befürchten. Oefters hört und liest man die Ansicht, daß im stationären Windstrom gewonnene Ergebnisse nicht auf Schwingenflugzeuge übertragen werden können, weil angeblich durch die Schwingungen der Maximalauftrieb vermindert und der Widerstand erhöht wird.

In der Praxis hat sich glücklicherweise das Gegenteil dieser Behauptung gezeigt, wenigstens bei Schräganblasung. Uebrigens würde den Vögeln das Fliegen schwer fallen, wenn durch die Schwingungen die Flugeigenschaften verschlechtert anstatt verbessert würden. Auch die in Abb. 10 gezeigten Ergebnisse bei Schräganblasung werden bei kurzdauernden Flügelschlägen erheblich verbessert. Dies erklärt sich wie folgt:

Die Größen Cxi, Cyi und Czi in Abb. 10 sind von der Größe des Unterdruckes an der Flügelvorderkante abhängig. Dieser tritt, wie festgestellt ist, im stationären Windstrom nicht überall gleich groß an der Flügelvorderkante auf. Infolgedessen muß dort, wo der Unterdruck an der Flügelvorderkante geringer ist, Auftrieb und Vortrieb verloren gegangen sein. Man kann auch sagen, es wurde Widerstand induziert, denn durch die Schräganblasung ist gegenüber der Normal-anblasung die effektive Flügelstreckung verkleinert worden.

Bei instationärer Strömung liegen die Verhältnisse anders. Auch hier wird durch die Schräganblasung die effektive Flügelstreckung verkleinert, aber die Zeit fehlt, die für das Zustandekommen der Schäden bzw. für das Induzieren von Widerstand nötig ist. Die Folge davon ist, daß der hohe Unterdruck sich bei instationärer Strömung — also auch beim Flügelschlag — über die ganze Länge der schräg angeblasenen Flügelvorderkante erstreckt. Daher die Zunahme des Auftriebes und des Vortriebes beim Schwingenflug, z

Abb. 8 und 9, Schwingenantrieb mit Schräganblasung.

     

K

 
 

100

 

\

 
 

ao

 

\

 
 

60

 

\

 
 

1*0

   

\

 

20

     
 

(L—o

     
   

„iooc,.,

   
 

•i.0

   

TV

Abb. 11. Zwei verschiedene Armstellungen eines Vogelflügels beim Flügelschlag.

Abb. 10. Meßergebnis, nach Lilienthalschem Polardiagramm ausgewertet, zeigt Einfluß der Schräganblasung.

Bei meinem Schwingenantrieb für Boote ist die Verbesserung des Vortriebes durch instationäre Anströmung der Schwinge nachzuweisen. Das Erzeugen von Auftrieb mit der Schwinge ist dort weniger erwünscht, derselbe wird durch die Wahl des symmetrischen Profils absichtlich verkleinert.

Der Ort der Zunahme des Auftriebes infolge instationärer Strömung liegt im Falle der Abb. 9 in der Schultergegend der Schwinge. Dadurch wird die Erscheinung am Schwingenflugzeug nur wertvoller, denn es ist wegen des kleinen Hebelarms, an dem der Mehrauftrieb in der Schultergegend wirkt, wenig Kraft für dessen Ueberwindung erforderlich.

Die beschriebenen Erscheinungen bei instationärer Strömung sind durch Messung der Druckverteilung an verschiedenen Tragflügeln im natürlichen Wind in Berlin festgestellt worden. Natürlicher Wind ist dafür sehr geeignet, die Windschwankungen wirken wie Flügelschläge.

Die gezeigten aerodynamischen Vorteile der Schräganblasung sind nicht der einzige Grund, weshalb die Anwendung der Schräganblasung bei Schwingenflugzeugen notwendig ist. Das Erheben der Schwinge über die Schwenkachse 52 nach Angabe der Abb. 9 bringt auch mit sich, daß die Schwinge als feste Zelle gebaut werden kann. Auf diese Weise konnte die Festigkeitsfrage des im großen ausgeführten Schwingenflugzeuges bei drei Flügelschlägen in der Sekunde gelöst und auch die Möglichkeit des Massenausgleiches der schwingenden Flügel in horizontaler und vertikaler Richtung geschaffen werden, wie bereits durch Proben bewiesen ist.

Auch in der Natur ist die Anwendung der Schräganblasung vielfach zu beobachten. Größere Vögel neigen die Handschwingen an den Flügelarmen beim Flügelschlag; die resultierende Bewegung der Handschwingen geschieht also um eine abseits vom Vogelkörper liegende Achse, wie bei meinem Schwingenflugzeug.

Andere Vögel, wie die Möven, suchen die Schräganblasung durch die Pfeilstellung der Handschwingen auf. Zu beachten ist hierbei, daß erst der hier gezeigte günstige Einfluß des Flügelschlages auf die aerodynamischen Eigenschaften der schräggestellten Schwingen, die gute Wirkung derselben erklärt.

Abb. 11 erklärt, wie manche kleine Vögel die Schräganblasung ausüben. Bei diesen Vögeln ist der Oberarm 59 mit dem Unterarm 57 durch eine elastische Haut verbunden. Beim Abwärtsschlag der Schwingen geht der Flügel nach Abb. 11 aus der Stellung des unteren Bildes in die Stellung des oberen Bildes über. Beim Aufwärtsschlag der Flügel ist es umgekehrt. Durch dieses seitliche Einziehen und Ausstrecken der Schwingen während des Flügelschlages entsteht im Fluge die Schräganblasung.

Man kann noch andere Kniffe aufzählen, durch welche der Vogel die Schräganblasung aufsucht. An der vielseitigen Form der Anwendung der Schräganblasung durch die Vögel kann man erkennen, daß die Natur nicht immer den besten und bequemsten Weg zur Vollkommenheit des Schwingenfluges eingeschlagen hat. Es ist wahrscheinlich dem Menschen vorbehalten, den Schwingenflug des Vogels zu übertreffen. Der Mensch ist weniger behindert als der Vogel. Er hat die freiere Wahl für den Stützpunkt seiner Schwingen und kann so den besten Weg zur Vollkommenheit des Schwingenfluges einschlagen.

Die Technik des besten Weges zum Ziel ist nun bekannt. Sie heißt: Verminderung des Energiebedarfs des Flügelschlages bei gleichzeitiger Vergrößerung der Hub- und Zugkräfte am Anblaserand der Schwingen — durch instationäre Schräganblasung.

Abb. 12. Budig-Schwingenflugzeug.

iCMSTRUKTIÜNS INZELHEITB1

Kunstharzpreßstoff im Flugzeugbau,

In Ergänzung dieser Abhandlung im „Flugsport" Nr. 18 S. 482 bringen wir nebenstehend noch eine Abbildung über den Aufbau der Stempel und Matrizen aus Hartpapierplatten mit den Stahlplattenauflagen, wie sie von den Arado-Flugzeugwerken, Werk Brandenburg (Havel), entwickelt und in Gebrauch sind.

X'

Kunstharzpreßstoff im Flugzeugbau. Links: Aus Hartpapier aufgebaute und mit gehärteter Stahlplatte belegte Stempel und Matrizen. Rechts: Bördel- und Umschlagstücke. Werkzeuge aus Hartpapierplatte mit ein- oder doppelseitiger

Gewerbeauflage. Bilder: Arado-Bildstelle.

FMA-Preßluft-Nietautomat Type NA 4.

Durch die zunehmende Verwendung des Metallbaues hat sprunghaft die Verfeinerung der Arbeit eingesetzt. Noch heute sieht man öfters auf den Verkehrsflugplätzen ausländische Metallflugzeuge mit glatter Außenhaut, bei denen auf der Oberfläche durch das Nieten verursachte Vertiefungen oft unangenehm auffallen. Das Nieten ist eine Wissenschaft für sich geworden. Wir haben im „Flugsport" mehrfach hierüber berichtet").

*) „Flugsport" 1938, S. 110 Heinkel-Sprengnietung, S. 370 Dornier-Durchzieh-nietwerkzeuge u. a. m.

Das Nieten erfordert im heutigen Metallflugzeugbau 70—80% Gesamtarbeitszeit. Ein modernes zweimotoriges Flugzeug enthält etwa 250—300 000 Nieten, deren Schaftstärken 3—3,5 mm betragen. Um einen großen Teil der Gesamtarbeitszeit und mithin Arbeitskosten zu sparen und für Glatthautnietung von Schalenbauteilen technisch saubere Nietarbeit durchzuführen, hat die FMA/Pokorny, Frankfurt a. M., in Gemeinschaft mit den Henschel-Flugzeugwerken den FMA-Nietautomat entwickelt, und zwar werden damit folgende zur Herstellung einer Nietverbindung nacheinander durchzuführende Arbeitsvorgänge ausgeführt: Bohren, spanabhebendes Ansenken bzw. bei Durchzugnietung „Durchziehen" der Bleche, Nieteinführen, Stauchen und Köpfen der Niete erfolgen vollautomatisch, und zwar in einer senkrechten Achse unter Blechschluß ohne Verschiebung des Werkstückes für die Zeitdauer des Vorganges (s. Abb. 1). Stündliche Arbeitsleistung 900—1000 Nietverbindungen. Die Arbeitsvorgänge (vgl. Abb. 2a und 2b) sind folgende:

1. Bewegung des Messers „M" nach links. 2. Durchlaufen der Niete in die oberen Zangen „Zo". 3. Vorschub der Bohrsäule „X". Bohren und Ansenken des Nietloches. (Dabei Lösen des Sicherungsstiftes „Y" aus der Bohrsäule und Bewegen des Blechschließers gegen die Bohrsäule beim Auftreffen auf die Bleche.) 4. Rücklauf der Bohrsäule nach dem Bohren. 5. Vorschub der Nietzuführvorrichtung (Niete sitzt in den oberen Zangen „Zo") bis senkrecht unter die Bohrsäule. 6. Eindrücken der Niete durch Vorschub der Bohrsäule. Dabei bleibt Sicherungsstift „Y" mit der Bohrsäule in Eingriff, um ein einwandfreies Durchdrücken der

Nietautomat NA4

Niete zu gewährleisten. (Niete wird durch

den Stift „X" von den oberen Zangen „Zo" durch die unteren Zangen „Zu" in das Nietloch eingestoßen.) 7. Rücklauf der Bohrsäule nach dem Eindrücken der Niete. 8. Rücklauf der Nietzuführvorrichtung. 9. Vorschub des Qegenhalters. 10. Nieten. 11. Rücklauf des Gegenhaltes. 12. Abheben des Blechschließers „H". 13. Vorschieben der Bleche.

Abb.l. FMA-Nietautomat,

Type NA 4. Bohrer (a) mit Blechschlußhülse ist oberhalb, Niethammer (b) gleichfalls mit Blechschlußhülse ist unterhalb des zu vernietenden Werkstücks so angeordnet, daß ihre Mittelachsen in gemeinsamer senkrechter Symmetrie-

achse liegen.

PATE NTSAM M LU N G

1938

des

Band VII

Nr« 26

Inhalt: 654606; 663325; 664340, 431, 432, 509, 633.

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

In Ars Pat 663325 v- 4- 9- 37> veröff. 3. 8. u ^08 38. Henschel Flugzeug-Werke A. G., Schönefeld, Kr. Teltow*). VerStelleinrichtung für Landeklappen von Flugseugen.

Patentansprüche:

1. Versteileinrichtung für Landeklapppen von Flugzeugen mit einem die Verstellung bewirkenden Druckzylinder, dadurch gekennzeichnet, daß in der Druckmittelzuführung für die im Sinne des Herausschwenkens der Landeklappe wirksame Betätigung des Verstellkolbens des Druckzylinders unterschiedliche Durchgangsquerschnitte angeordnet sind, die der Umkehrung der Strömungsrichtung des Druckmittels entsprechend wechselweise zur Wirkung kommen, derart, daß der kleine Durchgangsquerschnitt die Strömungsgeschwindigkeit zum Druckzylinder hin drosselt.

2. VerStelleinrichtung für Landeklappen von Flugzeugen nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch ein in Richtung nach dem Druckzylinder zu schließendes Rückschlagventil (11) mit einer oder mehreren an der Dichtungsfläche des Ventilkörpers (12) oder Ventilgehäuses (11) angeordneten undichten Stellen.

3. VerStelleinrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß an der Sitzfläche des Ventilkör-

*) Johannes Müller, Blankenfelde, Kr. Teltow, ist als Erfinder benannt worden.

pers eine diametral durchgehende Nut (13) angeordnet ist.

4. VerStelleinrichtung nach den Ansprüchen 2 und 3, dadurch gekennzeichnet, daß ein mit unrunder Außenmantelfläche versehener Ventilkörper (12) in dem zylindrisch ausgebildeten Ventilgehäuse (11) angeordnet ist.

b5

'06

Pat. 664431 v. 8. 10. 35, veröff. 1. 9.

38. Joachim Böttcher, Stralsund.

Ortsveränderliches Baugerüst für Flugseug-rümpfe.

Patentansprüche: 1. Ortsveränderliches Baugerüst für Flugzeug-rümpfe, -flächen usw., gekennzeichnet durch leicht abnehmbare Abstandsvorrichtungen, welche Teile des Baugerüstes nur während dessen Ortsveränderung in gewünschtem Abstand erhalten, während sie beim Bau des Flugzeugteiles entfernt sind.

2. Baugerüst für Flugzeugrümpfe, -flächen usw. nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die abnehmbaren Abstandsvorrichtungen unter sich oder mit den Bauvorrichtungsgliedern im Dreiecksverband angeordnet sind.

3. Baugerüst nach den Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die abnehmbaren Abstandsvorrichtungen aus einzelnen Bauteilen zusammengesetzt sind.

4. Baugerüst nach Anspruch 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Befestigung der abnehmbaren Abstandsmittel durch konische Stifte oder konische Bolzen erfolgt.

b 15o2Pat 664432 v

25. 2. 34, veröff. 26. 8. 38. Dipl.-Ing. Willy Messer-

Schmitt, Augsburg. Aus Störflächen bestehende Qiiersienervorrichtung für Flugsenge.

Es ist bekannt, die für die Quersteuerung von Flugzeugen benötigten Rollmomente durch Störflächen zu erzeugen. Diese bisher bekannten Störflächen sind kleine Klappen oder Schieber, die für gewöhnlich innerhalb der Flügeloberfläche verschwinden oder zum mindesten die Ebenheit der Flügeloberfläche nicht beeinträchtigen; diese Störflächen sind entweder einteilig oder quer zur Flügelspannweite in zwei oder mehrere Teile unterteilt. Zum Zwecke der Erzeugung von Rollmomenten werden sie aus der Saugseite eines Flügelendes aufgerichtet, zerstören den Strömungsverlauf und damit den Auftrieb an diesem einen Flügelende und veranlassen so eine Drehung des Flugzeuges um seine Längsachse.

Quersteuervorrichtungen, die aus Störflächen dieser bekannten Art bestehen, haben den Vorteil guter Wirksamkeit im überzogenen Flugzustand den gewöhnlichen Querrudern voraus. Sie haben aber den Nachteil, daß der Verlauf des Rollmoments in Abhängigkeit vom Ausschlag der Störfläche keine Gerade ist wie beim normalen Querruder, sondern eine Kurve, wie in Fig. 1 dargestellt. Außerdem ist die Wirksamkeit der Störflächen verschieden bei verschiedenen Anstellwinkeln des Flügels.

Die Rollmomentencharakteristik der bekannten Störflächen gemäß Fig. 1 zeigt für kleine Anstellwinkel a des Flugzeugflügels einen Verlauf, der besonders ungünstig ist. Mit kleinen Ausschlägen von ß wird das Rollmoment zuerst negativ und steigt dann langsam an. Diese Rollmomentencharakteristik wurde aus Windkanalversuchen gewonnen und ist in Wirklichkeit am fliegenden Flugzeug nicht so ungünstig. Da mit dem Ausschlag der Störflächen zugleich ein Wendemoment auftritt, das das Flügelende, das absinken soll, abbremst, ist in Wirklichkeit im Fluge das Auftreten negativer Rollmomente nicht bemerkbar. Immerhin ist die Unwirksamkeit des Ausschlages der Störflächen bis zu 10° insofern recht unangenehm, weil der Flugzeugführer einen beträchtlichen Weg (etwa 20% des Qe-

samtsteuerweges) steuern muß, ohne eine Steuerwirkung zu erreichen. Diese wie ein toter Gang empfundene Charakteristik verleitet den Flugzeugführer zu hastigen Steuerbewegungen und ist nicht dazu angetan, die Flugsicherheit zu erhöhen.

Dieser Uebelstand wird vermieden durch die aus Störflächen bestehende Quersteuerung für Flugzeuge, bei der die Störflächen quer zur Flügelspannweite in zwei oder mehrere Teile unterteilt sind, indem erfindungsgemäß von den unterteilten Störflächen bei geringem Ausschlag des Steuerorgans nur eine Teilfläche aufrichtbar ist, während die restlichen Teile erst durch größere Ausschläge des Steuerorgans zu der ganz oder teilweise geöffneten ersten Teilfläche hinzufügbar sind.

Durch diese Maßnahme ist eine Rollmomentencharakteristik gemäß Fig. 2 erzielbar, die die hervorragende Eignung der Störflächenbewegung gemäß der Erfindung zu Zwecken der Quersteuerung beweist.

In Fig. 3 ist der Flügelschnitt mit den Störflächen, in Fig. 4 ein Grundriß einer Flügelhälfte mit den Querrudern dargestellt.

Die Klappe a dient in bekannter Weise zur Erhöhung des Auftriebes, und zwar kann sie ohne Rücksicht auf die Quersteuerung längs der ganzen Spannweite vollständig ausgeschlagen und so der größtmögliche Auftrieb des Flügels erreicht werden. Die Störflächen b erstrecken sich über annähernd den gleichen Bereich der Spannweite wie die Querruder üblicher Bauart. Ihre Tiefe beträgt etwa 5 bis 10% der Flügeltiefe. Die Störflächen b sind in zwei oder mehrere Teile bi, b2, b% usw. quer zur Spannweite geteilt. Bei einer Teilung in zwei Teile wie in Fig. 4 erhält das äußere Stück vorzugsweise eine geringe Spannweite (etwa 30%).

Dieser der Flügelspitze nähere äußere Teil bi öffnet sich gemäß der Erfindung bereits bei geringen Ausschlägen des Steuerorgans vollständig und bleibt in dieser aufgerichteten Lage während der Weiterbewegung des Steuerorgans stehen. Bei größeren Ausschlägen des Steuerorgans folgt sodann das Aufrichten des Teiles b2 nach.

Wenn auch die Art der Bewegung des Querruders gemäß der Erfindung bei Flugzeugen mit Klappen zur Auftriebserhöhung besondere Vorteile bietet, so ist sie dennoch auch bei normalen festen Flügelschnitten von Vorteil; es wirken dann keine großen Kräfte auf die Störflächen. Diese können also sehr leicht gebaut werden und durch sehr leichte Antriebsglieder (Drahtzüge) bewegt werden.

Die Störflächen brauchen nicht, wie in Fig. 3 dargestellt, um eine vorzugsweise vorn liegende Achse geklappt zu werden, sie können vielmehr durch einen Spalt in der Flügeloberfläche hindurchgesteckt werden. Für diese oder ähnliche Lösungen gilt die oben angegebene neue Regel in analoger Weise.

Patentanspruch:

Aus Störflächen bestehende Quersteuereinrichtung für Flugzeuge, bei der die Störflächen quer zur Flügelspannweite in zwei oder mehrere Teile unterteilt sind, dadurch gekennzeichnet, daß von den unterteilten Störflächen bei geringem Ausschlag des Steuerorgans nur eine Teilfläche aufrichtbar ist, während die restlichen Teile erst durch größere Ausschläge des Steuerorgans zu der ganz oder teilweise geöffneten ersten Teilfläche hinzufügbar sind.

U \ fi Pat. 664509 v. 2. 3. 37, veröff. 30. u 14^03 8 38 junkers-Flugzeug- und -Motorenwerke Akt.-Qes., Dessau*). Einrichtung zum Ausgleich der von Strömungskräften *) Dr.-Ing. Herbert Wagner und Philipp v. Doepp, Dessau, sind als Erfinder benannt worden.

herrührenden, an Rudern auftretende Drehmomente.

Patentansprüche:

1. Einrichtung zum Ausgleich der von Strömungskräften herrührenden, an Rudern auftretenden Drehmomenten, die einen mit dem Ruder fest verbundenen Schwingkolben enthält, der in einer Kammer arbeitet, die im rückwärtigen Teil der dem Ruder vorausgehenden Flosse (auch Flügel, Totholz o. dgl.) ausgespart ist und deren beide durch den Schwingkolben voneinander getrennte Räume je mit einem der beiderseits von Ruder und Flosse liegenden Außenräume verbunden sind, dadurch gekennzeichnet, daß an dem am Ruder (2) befestigten Schwingkolben (3) eine Hilfsfläche (5) angelenkt ist, die mit einer der Kammerwände (4) beweglich und druckdicht schließend verbunden ist.

2. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der starr am Ruder (2) befestigte Schwingkolben (3) längs einer parallel zur Schwenkachse (x-x) des Ruders verlaufenden Linie scharnierartig mit der Hilfsfläche (5) verbunden ist, die ihrerseits in Führungen der vorderen Kammerwand (4) verschiebbar und gegenüber dieser Kammerwand (4) verschwenkbar gelagert ist (Abb. 1).

3. Einrichtung nach einem der Ansprüche 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß zur Abdichtung der Gelenkstellen Streifen von nachgiebigem Stoff (Gewebe, Leder, Gummi) dienen, deren Längsränder mit den beiderseits des Gelenkes liegenden, gegeneinander beweglichen Teilen druckdicht verbunden sind.

4. Einrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß an dem vorderen Ende der Hilfsfläche (5), an deren Ober- und Unterseite je eine nachgiebige Wand (8, 10) mit ihrer einen Längskante druckdicht befestigt ist, während die anderen Kanten jeder nachgiebigen Wand druckdicht mit den Kammerwänden verbunden sind (Abb. 1).

5. Einrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß jede der nachgiebigen Wände von zwei Streifen von Gewebestoff, Leder, Film o. dgl. (8, 10)

gebildet werden, von denen je der eine an die Wände des oberen oder unteren Kammerraumes und der andere an die obere oder untere Seite der Hilfsfläche (5) angeschlossen ist, daß jeweils die im gleichen Kammerraum angeordneten beiden Streifen miteinander, zweckmäßig durch Reißverschluß (9), lösbar verbunden sind (Abb. 1).

6. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen dem Schwingkolben (3) und der scharnierartig und druckdicht schließend mit der vorderen Kammerwand (4) verbundenen Hilfsfläche (5) eine Zwischenfläche (11) angeordnet ist, die, den gegenseitigen Abschluß der beiden Kammerräume bewirkend, scharnierartig mit der Vorderkante des Schwingkolbens (3) und der Hinterkante der Hilfsfläche (5) verbunden ist (Abb. 2).

7. Einrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Zwischenfläche (11) in der Mittellage des Ruders (2) in einer Ebene liegt, welche annähernd rechtwinklig zur Verbindungsebene des vorderen Hilfsflächenscharniers und der Schwenkachse des Ruders (2) steht.

8. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Hilfsfläche (5) mit dem Schwingkolben (3) in solcher Weise verbunden ist, daß das Volumen des bei Ausschlägen des Ruders (2) jeweils einen höheren Druck erfahrenden Kammerraumes mit wachsendem Ausschlag des Ruders (2) von der Mittellage aus stärker zunimmt, als es einer dem Ruderausschlag verhältnisgleichen Volumenzunahme entspricht.

9. Einrichtung nach einem der Ansprüche 1 oder 8, dadurch gekennzeichnet, daß die Hilfsflache (5) mit ihrer Vorderkante gelenkig an die vordere Kammerwand angeschlossen ist und mit ihrer Hinterkante schwenkbar und verschiebbar mit dem Schwingkolben (3) verbunden ist (Abb. 3).

10. Einrichtung nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß der am Ruder (2) festliegende Schwingkolben (3) an seinem freien Ende gabelförmig gestaltet ist, während die scharnierartig mit der vorderen Kammerwand (4) verbundene Hilfsfläche (5) an ihrer Hinterkante eine walzenförmige Verdickung (12) aufweist, die beweglich in das gabelförmige Ende des Schwingkolbens (3) eingreift (Abb. 3).

h f Pat 664340 v- 21- 7- 37> veröff. 25. U I«J10 8 38 Etablissements D.F.Societe ä responsabilite Limitee, Paris. Gelenk mit Dämpfwirkung für die Steuerruder von Flugseugen.

Patentansprüche: 1. Gelenk mit Dämpfwirkung für die Steuerruder von Flugzeugen, gekennzeichnet durch eine hydraulische Dämpfeinrichtung (1) mit schwenkbarem Flügel (3), die zwischen einem der festen Teile der Flugmaschine und demjenigen Steuerruder derselben, dessen Vibrationen oder Flatterbewegungen gedämpft

werden sollen, in der Weise angeordnet ist, daß ihre Achse (2) mit der Hauptgelenkachse jenes Steuerruders (11) zusammenfällt, wobei dieses Steuerruder beispielsweise mit jener Achse (2) des Schwingungsdämpfers fest ist, während der Körper (1) des Dämpfers mit dem festen Teil (9) der Flugmaschine fest verbunden ist, oder umgekehrt.

2. Gelenk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Achse (2) der Dämpfeinrichtung (1) selbst als Gelenkachse des Steuerruders auf der Flugmaschine benutzt wird.

U (Vf Pat. 654606 v. 26. 2. 31, veröff. 29. U 8 38 Dipl.-Ing. Adolf Sambraus,

Berlin-Charlottenburg. Verfahren snr Verbindung kraftübertragender Bauteile von Luftfahrzeugen.

Patentansprüche:

1. Verfahren zur Verbindung kraftübertragender Bauteile von Luftfahrzeugen, insbesondere Flugzeugen, mittels Lötung, dadurch gekennzeichnet, daß dünnwandige, Hauptkräfte übertragende, durchlaufende Bauteile aus lötfähigem , gegen hohe Temperatur empfindlichem Metall, wie beispielsweise hochvergütetem Stahl, an den Stößen und Nähten durch eine vornehmlich auf Schubkräfte beanspruchte Lötung verbunden werden, die bei Temperaturen ausgeführt wird, welche eine nennenswerte Schädigung der Vergütung des Metalls ausschließen (sog. Weichlötung).

2. Verfahren nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch die Verwendung mehrerer Lötmittel von verschiedenem Schmelzpunkt für unmittelbar benachbarte und nacheinander herzustellende Lötstellen, wobei das Lötmittel mit dem höheren Schmelzpunkt zuerst verarbeitet und die Lötung an der benachbarten Lötstelle bei niedrigerer Temperatur nachher durchgeführt wird.

3. Verfahren nach Anspruch 1 und 2, gekennzeichnet dadurch, daß die Lötränder biegsam ausgestaltet werden, beispielsweise durch Auszacken oder Abschrägen.

4. Verfahren nach Anspruch 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Bleche durch Flächenverklebung, beispielsweise durch Hinterkleidung mit Pappe, versteift werden, wobei zweckmäßig die Lötränder freibleiben und das Versteifungsmittel nachher, etwa durch Abblättern oder Auflösung, wieder entfernt wird.

Abb.

U OC Pat. 664633 v. 27. 1. 33, veröff. 3. U 4*J02 9 38 Dr>Ing> e h Claude Dor-

nier, Friedriehshafen, Bodensee. Steil-schrauber mit zwei Systemen umlaufender Flügel.

Der Steilschrauber nach der Erfindung stellt eine Vereinigung von Hubschrauber und Tragschrauber (sog. Windmühlenflugzeug) dar, die an sich durch eine ältere Patenschrift bekannt ist, in der eine Ausführungsform vorgeschlagen wird, bei der motorisch angetriebene und frei umlaufende Systeme um verschiedene Achsen umlaufen. Der Gedanke, ein motorisch angetriebenes und ein von der Luftströmung in Umdrehungen versetztes System gleichzeitig zu verwenden, kommt in jener nicht ganz klaren Patentschrift nicht eindeutig zum Ausdruck, denn das frei umlaufende System soll mit Hilfe eines Ventilators in Umdrehungen versetzt werden, welcher von den Abwindströmen der motorisch angetriebenen Systeme beaufschlagt wird. Demgegenüber bringt die Erfindung einen erheblichen technischen Fortschritt, weil sie empfiehlt, die beiden Systeme gleichachsig anzuordnen.

Patentansprüche:

1. Steilschrauber mit zwei Systemen umlaufender Flügel, von denen das eine motorisch angetrieben, das andere frei drehbar ist und durch die in seiner Umgebung herrschende Luftströmung in Umlauf gehalten wird, gekennzeichnet durch die gleichachsige Anordnung beider Systeme.

2. Steilschrauber nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Flügel des frei drehbaren Systems so ausgebildet sind, daß sie im gleichen Sinne umlaufen wie jene des motorisch angetriebenen Systems.

3. Steilschrauber nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen dem motorisch angetriebenen System und dem frei drehbar gelagerten System eine leicht lösbare Kupplung angeordnet ist, welche es gestattet, das frei drehbare System vorübergehend durch das angetriebene System in Umdrehung zu versetzen.

Abb. 7

Pat.-Samml. Nr.26 wurde im „FLUGSPORT" XXX., Heft 19, am 14. 9. 1938 veröffentlicht.

Abb. 4. Mindest-Flanschbreite bzw. Randabstand für oben bzw. untenliegende Profile, bedingt durch Breite der Nietzange (oben) bzw. des Döppers einschl. Blechschlusses (unten). Oben: Anwendungsarten.

Abb. la. FMA-Nietautomat, Type NA 4. Gesamtansicht.

Abb. 2a u. b. Schnittzeichnung und Teilansicht der Arbeitsvorrichtungen des FMA - Nietautomats, Bohr-und Ansenkvorrichtung mit

Blechschließer, Döpper (Schlaghammer) mit Blechschließer, heb- und senkbar, Qegenhalter und Nietzuführung.

Die Zuführung der Nieten erfolgt aus einem Magazin in Form einer drehbaren Trommel, in welche die Nieten einer bestimmten Form und gleich hinsichtlich Stärke und Abmessungen ungeordnet eingeschüttet werden. Der besonders durchgebildete Trommelboden ermöglicht die richtige Einordnung der Nieten dergestalt, daß sie fortlaufend aus der Trommel auf eine schräg nach unten führende Gleitbahn aufgereiht werden, aus der sie dann — mit dem freien Nietschaftende nach unten hängend — durch eine besondere Abscheide-Vorrichtung anschließend einzeln zur Nietzuführungsvorrichtung (Nietzange) gelangen. Selbstverständlich ist das einwandfreie Arbeiten der Nietzu- und -einführung nur gewährleistet, wenn alle Nieten von einwandfreier Beschaffenheit sind.

Ständiger Nietnachschub und ständige Förderung nur einer Niete in die Nietzange sind also dauernd gewährleistet. Diese zusätzliche Einrichtung muß bei Umstellung auf andere Nietformen und -stärken ausgewechselt werden. — Im übrigen kann auch die schräg verlaufende Gleitbahn als Magazinbahn selbst ausgebildet werden. Die Nieten werden dann vorher von Hand hintereinander aufgereiht (schätzungsweise 200 Nieten), nach Leerung gegen gleiche, neugefüllte Magazinbahnen ausgewechselt. Für diesen Fall kommt also die Magazin-Trommel in Fortfall.

Ferner werden die beim Bohren und spanabhebenden Versenken anfallenden Späne durch Druckluft sofort weggeblasen; die restlose Spanentfernung ist also gleichfalls gewährleistet.

Die Anwendung des Nietautomaten in der vorbeschriebenen Ausführungsform setzt natürlich voraus, daß die Oberseite der zu vernietenden Bauteile zum mindesten in dem durch die Breite der Nietzange gegebenen Bereich glatt ist. Die Nietmaschine eignet sich also vornehmlich für die Nietung von Hautblechen mit im Innern (hier also auf der Unterseite) liegenden Längs- und Querstäben in Form offener bzw. teilweise offener Profile, wie sie für Schalenbauweise kennzeichnende Konstruktionselemente darstellen (s. Abb. 3). Die Stegbreite dieser Profile ist im Mindestmaß auf der Unterseite nur dadurch begrenzt, daß Döpper und Blechschließer freigängig sein müssen; beide sind aber so schmal gehalten, daß praktisch vorkommende Profile ohne weiteres vernietet werden können (s. Abb. 4a u. b).

§11

i. 3. Mit Nietautomat NA 4 genietete Flugzeug-Glatthaut-Schalenbauteile.

Abb. 5. Bohren mit der Rundlauf-Ecken Bohrmaschine UR 2 E/300.

Nietautomatarbeit 15—20 Nietverbindungen je Minute, Arbeitskostenersparnis Vö bis Vio gegenüber Handnietung.

FMA hat auch halbautomatische Druckluftnietpressen mit automatischer Nietzuführung und Blechschlußvorrichtung zur Bearbeitung bereits gelochter Nietstücke entwickelt, auch kleinere Niethämmer, Handniethämmer und Spezialwerkzeuge zum Bohren, wie z. B. die in Abb. 5 dargestellte Rundlauf-Ecken-Bohrmaschine.

Northill-Carter-Crowning-Maschine dient an Stelle des Reibens und Hämmern zur Formgebung von Blechen aller Art, soweit diese selbstverständlich eine Verformung zulassen. Untenstehende Abbildung zeigt die Carter-Crownig-Ma-schine von der Miller Aviation Ltd. London. Die Einrichtung besteht aus einer kugeligen Treibwalze, poliert oder granuliert für Aufrauhen, welche durch eine regelbare Druckstange und zweiarmigen Hebeln auf den Arbeitstisch mit dem dazwischen gelegten Arbeitsstück gepreßt wird. Durch Hin- und Herbewegen der Kugelrolle wird das Blech verformt. Das Hin- und Herbewegen kann auch durch eine Schubstange, die durch einen kleinen K-PS-Elektromotor betätigt wird, bewirkt werden. Die Unterlage richtet sich nach dem zu bearbeitenden Stück, konvex oder konkav gewölbt oder gerade.

Northhill Carter Crowning Maschine. Links oben: Gesamtaufbau. Unten: Elektromotorantrieb der Druckrolle. Rechts von oben nach unten: Drücken über einer runden Unterlage. Mitte: Drücken (Handantrieb) über einer Kugelpfanne. Unten: Drücken auf gerader Unterlage (Motorantrieb).

Wissenschaf tl. Segelf lug-Tagung der internationalen Studienkommission für motorlosen Flug (Istus).

(Schluß der Vortragsauszüge von S. 2.) „Ausführung von Hauptholmbeschlägen unter Berücksichtigung der Lochleibungsfestigkeit bzw. des Spannungsverlaufes.'* Dipl.-Ing. Pieler, Darmstadt:

Die verschiedenen Möglichkeiten zur Erhöhung der Lochleibungsfestigkeit durch stärkere Lamellierung, durch Ein- oder Aufschäften von Hartholz wurde auf Grund von Versuchen erläutert. Die Hauptholmanschlußbeschläge rufen an der Stelle, wo die Rumpfübergangsbeschlagskräfte in die Holme eingeleitet werden, unter Umständen eine starke Spannungshäufung hervor. Angestellte Versuche zeigen die Möglichkeit, ohne Gewichtsaufwand diese Kerbstellen vollständig zu vermeiden.

„Ist eine bruchfreie Schulung möglich?" L. Elsnic, Prag: „Die Alleinschulung ist das wesentliche beim Segelflug, sie muß aber so bruchlos als möglich sein. Das hängt aber fast ausschließlich vom Fluglehrer ab. Dieser darf nicht allzu jung sein, ein klein wenig Idealist und auch psychologisch geschickt. Er soll überall dabei sein, um seine Schüler gut kennen zu lernen, soll beim Fliegen selbst keine Mätzchen machen und die Flüge der Schüler genau beobachten. Zwanglos muß er den Schülern die Theorie beibringen. Nach jedem Flug nur einen Fehler korrigieren. Jeder Schüler muß individuell beurteilt und behandelt werden.

Bald stellt der Lehrer fest, daß es Schülerkategorien gibt: Kopfflieger und Gefühlsflieger, Schweigsame und emsige Studierer und Arbeiter fliegen nicht gut, ebenso die ewigen Kritiker. Vorsicht vor den JPhotographierfliegern'. Mit Frauen sind im Segelflug ganz schlechte Erfahrungen gemacht worden, im Motorflug weniger. —

Das schwierigste ist die A-Schulung, die B ist die leichteste, die C wieder schwieriger. Die Zeitschulungskurve weist immer recht erhebliche Fortschritte auf, die dann für einige Zeit wieder abfallen. Es geht stufenweise, und nach einem für den Ausbildungsstand eigentlich zu schönen Fluge soll der Schüler erst noch einige leichtere Flüge machen.

Die Höhenruderhaltung hängt vom Gewicht des Schülers ab. Weiter soll er beim Querrudergeben nicht unwillkürlich das Höhenruder betätigen. Erste Flüge nur mit dem Querruder, dann Höhen- und Seitenruder. Der Schüler muß die Maschine hören. Es gibt kein Höhenruder, sondern nur ein Geschwindigkeitsruder.

Beim Anfängerkurven besser gleichzeitig Quer- und Seitenruder geben lassen, oder aber zuerst Querruder.

Nach dem B-Schein zunächst etwas Hangpraxis bei schwachem Wind, dann der C-Schein mit nicht mehr als 15', da sonst rasche Ermüdung auftritt.

Nicht allzu intensiv schulen: alle 3—4 Tage einen Nachmittag badengehen. Bei vernünftiger Schulung braucht man: zum A-Schein 35, zur B und C je 15 Starts. Man kann die Brüche gut bis 1 : 1000 Starts herabdrücken."

Ueber die Segelflugbewegung in Jugoslawien: Dipl.-Ing. Boris Cijan, Belgrad. „Durch die Flugbegeisterung Einzelner entstand im Jahre 1931 die erste Segelfliegergruppe, welche ausschließlich aus Studenten bestand. Der königliche Aero-Club von Jugoslawien in einzelnen Landesgruppen unterstützte die jugendliche Bewegung, und so wuchsen langsam im ganzen Staate die Segelfliegergruppen an.

Die ganzen Erfahrungen, die Werkstattpraxis und die Systematik des Flugbetriebes wurden mit zäher Arbeit errungen. Eine besondere Bedeutung für die jugoslawische Segelflugbewegung besitzt der Bau von Segelflugzeugen. Alle Maschinen, die bis heute verwendet wurden, sind ausnahmslos in den Werkstätten der jugoslawischen Segelfluggruppen entstanden. Dadurch wurde erreicht: 1. daß alle Mitglieder sich entsprechende Werkstattpraxis und Verständnis für die technische und konstruktive Seite des Segelfluges aneigneten, 2. kameradschaftliche Zusammenarbeit aller Mitglieder. Heute sind im Lande 32 Segelfliegergruppen. Im Jahre 1937 wurden 237 Segelflieger mit A, B, C ausgebildet. Die nationalen Rekorde sind: Dauer 10 Std. 45 Min., Höhe 1550 m, Entfernung 126 km. Die Maschinen werden in Lizenz gebaut, und zwar nach deutschen und polnischen Baumustern. Im Jahre 1939 werden die ersten jugoslawischen Maschinen bereits in Serien gebaut werden. Die Reglementierung des gesamten Segelfluges, die Bauvorschriften, die Systematik des Flugbetriebes werden gemeinsam vom königlichen Aero-Club von Jugoslawien und vom jugoslawischen Luftamt bearbeitet.

In Zlatibor (Serbien) und Blöke (Slowenien) sind zwei größere Segelflugschulen errichtet, wo hauptsächlich die elementare Schulung stattfindet."

„Entwicklung und Stand des Segelflugwesens in Japan." Dr.-Ing. Hirosi Sato, Prof. a. d. Kaiserl. Universität Fukoka. Diese Ausführungen waren für die Teilnehmer der Istus-Tagung von besonderem Interesse, da bei den Olympischen Spielen 1940, die nunmehr endgültig in Japan stattfinden, der Segelflug zum erstenmal in Erscheinung treten wird.

FLUG

Inland.

Fahnenübergabe NS-Fliegerkorps erfolgte am 9. 9. in Nürnberg im Lager des NSFK. Die 104 Sturmfahnen wurden im Auftrage des Oberbefehlshabers der Luftwaffe Generalfeldmarschall Göring durch den Staatssekretär der Luftfahrt General der Flieger Milch geweiht. Er brachte die Freude des Oberbefehlshabers der Luftwaffe über die glänzende Entwicklung des Korps zum Ausdruck, das heute vollkommen gleichberechtigt neben den anderen Gliederungen der Partei stehe. General Milch weihte dann die Fahnen durch Berühren mit dem zerschlissenen Tuch der SA-Flieger-Sturmfahne, die im Jahre 1932 einem Sturm in Essen verliehen worden war. Der Feier wohnten u. a. General der Flieger Kesselring und Gauleiter Weinrich bei. Korpsführer Christiansen erinnerte in einer kurzen Ansprache an die Verpflichtung, die den Männern durch dieUebergabe der Fahnen in verstärktem Maße erwächst. Die Feier schloß mit einem Vorbeimarsch der 3000 zum Reichsparteitag versammelten Männer des NSFK.

23 Std. 39 Min. im Doppelsitzer segelte Kahlbacher mit Tauschegg, NSFK.-Gruppe 17, auf dem Segelfluggelände Spitzerberg. Bisheriger Rekord um 4 Std. 31 Min. überboten.

Hamburg—Altona—Hannover zurück, Zielflug Doppelsitzer, flog Huth, NSFK.-Gruppe 3 Nordwest, am 10. 8. Gesamtstrecke 260 km.

Deutsche Luftfahrt-Sammlung, verwaltet von der Berliner Flughafen-Ges., zur Zeit am Lehrter Bahnhof, soll nach dem Potsdamer oder Anhalter Bahnhof gebracht werden.

Besuch des Führers und des Reichsverwesers v. Horthy auf der Werft von Blohm & Voß, Hamburg. Der Führer verabschiedet sich von dem Chefkonstrukteur der Abt. Flugzeugbau Dr.-Ing. Vogt. Neben Adm. v. Horthy Walther Blohm, rechts vom Führer Staatsrat Rud. Blohm. nnd: Blohm & Voß.

6200 km, Berlin—London—Paris—Rom—Bukarest—Warschau—Stockholm— Berlin, wurden auf Siebel Fh 104 in 24 Std. zurückgelegt. An Bord befanden sich Flugzeugführer Dipl.-Ing. Ziese, Funker Seelig, Werkmechaniker Kobeln und ein Fluggast. Start in der Nacht zum 2. 9. Flughafen Tempelhof 0 Uhr.

PIN Fachnormenausschuß für Luftfahrt FALU

Bezugsfertige Normblätter*).

1. Luftfahrtnormen:

DIN DIN L 12 Metrische Gewinde, (2. Auswahl, August 1938)

DIN L 261 (DIN 95, 96, 97 gekürzt) Holzschrauben; Linsensenk-, Halbrund- und

und Senkholzschrauben (2. Ausg., April 1938) DIN 9101 Bleche aus Magnesium-Legierungen (Juni 1938).

2. Allgemeine Normen:

DIN 17 Zeichnungen, senkrechte Normschrift (Juni 1938) DIN 35 Metallische Werkstoffe, Gewichte kg/dm3 (Juni 1938) DIN 202 Gewinde, abgekürzte Bezeichnungen (4. Ausg., Juli 1938) DIN 1305 Gewicht, Maße, Menge: Begriffe (2. Ausg., Juli 1938) DIN 1306 Dichte und Wichte, Begriffe (August 1938) DIN 1315 Winkeleinheiten, Winkelteilungen (August 1938)

DIN 1604 Werkstoffprüfung, Richtlinien für die Ueberwachung der Werkstoffprüfmaschinen (2. Ausg., Mai 1938) DIN 1717 Magnesium-Legierungen, Einteilung (Mai 1938). DIN 7150 BI. 1 (Ers. f. DIN Vornorm 8000) ISA-Passungen, Einf. (Juli 1938) DIN 7150 BI. 2 —, —, Lehren (Juli 1938).

DIN 9701 Flachstangen aus Magnesium-Legierungen, gezogen (Sept. 1938) DIN 9702 —, gepreßt (Sept. 1938)

DIN 9703 Vierkantstangen a. Magn.-Leg., gezogen (Sept. 1938). Din 9704 —, gepreßt (Sept. 1938)

DIN 9705 Sechskantstangen a. Magn.-Leg., gezogen (Sept. 1938) DIN 9706 —, gepreßt {Sept. 1938)

DIN 9707 Rundstangen a. Magn.-Leg., gezogen (Sept. 1938)

DIN 9708 —, gepreßt (Sept. 1938)

DIN DVM 3503 Prüfung von Gummi (Juni 1938)

Din DVM 3801 BI. 1 Prüfung von Fasern, Gespinsten und Gewebe (2. Ausg., April 1938)

RAL 840 B 2 Farbtonkarte für Fahrzeuganstriche (4. Erg., Mai 1938).

Was gibt es sonst Neues?

Flughafen Beirut in den Sanddünen im Bau.

Polnische Segelflieger von Sowjet wieder freigelassen.

In Nürnberg sah man Gotha Go 149, Henschel Hs 126, Siebel Fh 104, Focke-Wulf Fw 189, Blohm & Voß Ha 141, Heinkel He 112, Bf 110, Focke-Wulf Fw 187 schw. Jagdfl., Focke-Wulf „Condor" und Fieseier „Storch".

Rolls Royce neue Fabrik in Crewe in Bau.

Ausland.

Engl, viermotorige Albatross, Geschwindigkeit 320 km/h, für 20 Fluggäste bestimmt, welche für den Transatlantikdienst vorgesehen war, am 27. 8. auf dem Flugplatz Hatfield bei der Landung der Rumpf in der Mitte durchgebrochen.

Spitfire engl. Konstrukteur Mitchell, siehe „Flugsport" 1936, S. 327 u. 356 Motor Rolls Royce Merlin 1050 PS. Man spricht von einer Geschwindigkeit von 600 km/h.

Napier-Halford „Dagger" Serie VIII, Dauerlauf über 100 Std.. Mit Betriebstoff von 87 Octan max. Leistung 4200 U 1000 PS, Startleistung 4200 U 955 PS, Bodenleistung bei 4000 U 845 PS, Normalleistung bei 3600 U 770 PS.

Queensland Airways Verkehrsflugzeug verunglückte Ende August bei Innis-fall in Queensland. Von den 9 Insassen 4 tot, 5 schwerverletzt.

Franz. ^Flugboot „Lieutenant-de-Vaisseau-Paris" ist, eine Woche durch schlechtes Wetter auf Azoren aufgehalten, am 30. 8. 18.30 Uhr nach New York gestartet. Durchschnittsgeschwindigkeit 180 km/h. An Bord befand sich der Flieger Guillaumat mit 7 Mann Besatzung.

*) Normblätter sind beim Beuth-Vertrieb, G. m. b. H., Berlin SW 68, Dresdner Straße 97 (Fernruf 676666) bezugsfertig.

Dinard-Sternflug 26. 8. Ergebnisse: 102 Teilnehmer, aus Deutschland, Frankreich, England, Tschechoslowakei, Holland, Belgien, Ungarn und Luxemburg. Erster Hptm. Gentzen (Deutschland) auf BF 108 Messerschmitt mit 7305 km in 29 Std. Er erhielt den Sternflug-Pokal und den vom franz. Luftfahrtminister ausgesetzten Preis. Zweiter Maurice Hennessy (Frankreich), Dritter Kolloch (Deutschland), Vierter Pongraez (Ungarn).

Liore et Olivier 24—6. 26. Passagierflugboot soll in den Mittelmeerflugverkehr eingesetzt werden. Vier Hispano 12Xi-Motoren von je 690 PS, Fluggewicht 13 t, Reisegeschwindigkeit 250 km/h, Aktionsradius 1100 km.

Franz. Luftwaffe, bisher getrennte Jagdflugzeug- und Bomberkorps wurden, wie der Luftfahrtminister Guy Lachambre berichtet, in einem neuen Verband unter einheitliches Kommando gestellt.

Flugmeeting Dinard, beim Rückflug verunglückte bei einer Notlandung ein französisches Militärflugzeug mit 5 Mann Besatzung.

Zweimotorige Jagdflugzeuge werden zur Zeit bei Potez entwickelt. Aehnliche Bestrebungen bestehen in England. Der Potez soll jedoch nicht schneller sein als der bekannte Blenheim. Die bisherigen Leistungen mit 1300-PS-Motoren waren nicht befriedigend. Bisher wurde an der fest eingebauten Bewaffnung für die Zukunft noch festgehalten, Motorgedrehte Waffentürme sind im Versuch. Der engl. Fachmann Mr. Golovine hält die Entwicklung für aussichtslos.

Guy de Chateaubrun, der Sieger im deutschen internat. Handicap-Rennen in Frankfurt*), ist am 11. 8. auf dem Flugplatz Coulommiers bei einem Versuchsflug mit dem Jagdflugzeug Delanne 20 tödlich verunglückt. Chateaubrun hatte bereits bei einem früheren Flug sich über die große Gasentwicklung im Führerraum beschwert. Es scheint, daß er bereits bewußtlos war, als die Maschine ins Trudeln geriet.

Schweizer Beobachterstaffel, 5 Flugzeuge, die am 27. 8. zur Teilnahme am Flugtag in Lugano gestartet waren, gerieten infolge unsichtigen Wetters gegen die Hänge des Heuberges und den Drusenberg, wo 4 Maschinen abstürzten. 3 Besatzungen, jede zu 2 Mann, verunglückten tödlich. Das 5. Flugzeug erreichte das Ziel.

K. L. M.-Westindien-Verkehr, nachdem Landungserlaubnis Lissabon u. Kap Verdische Inseln von Portugal erteilt ist, z. Z. Versuchsflüge. Luftverkehrsbeginn 1939.

Menasco „Unitwin" 580 PS. Aggregat besteht aus zwei Menasco Super Buccaneer CGS-4 6 Zyl., die auf einer Schraubenwelle arbeiten. Der CGS-4 ähnelt dem Menasco Buccaneer CGS-6, der 210 PS leistet. Siehe Flugsport 1934, S. 276 u. S. 445. Der Unitwin wurde in einem Lockheed Altair versucht. Dabei wurde auch ein Motor entkuppelt, wobei nur die Drehzahl zurückging und sich keine Sondererscheinungen zeigten.

Robertson-Miller Aviation Corpor. Perth (Australien) bestellte zwei Lockheed Electra. Lieferzeit Frühjahr 1939.

10 Std. 8 Min., Ostwestüberquerung von USA, vollbrachte der amerik. Maj. Alexander Deseversky vom Floyd-Bennett-Flughafen, New York, nach Kalifornien mit einem einmotorigen Jagdflugzeug. Bisherige Höchstleistung 11 Std. 35 Min., aufgestellt von Oberst Turner 1935.

Bendix Trophäe, 3270 km, zwischen Burbank und Cleveland, gewann in 9 h 50 Min. Jacqueline Cochran auf Seversky P-35 am 3. 9. mit einer Geschwindigkeit von 384 km/h.

106 Std. Motorflug amerik. Flieger Phönix und Allen. Sie mußten jedoch außerhalb des Flugplatzes notlanden, so daß der Flug als Rekord nicht gewertet werden kann.

Los Angeles-New Jersey, 3950 km, flog die amerik. Fliegerin Jaqueline Cochran auf Seversky P-35 1200 PS, wobei sie im Durchschnitt 401,88 km/h zu rücklegte.

Kanadische Flugzeugfabriken für den Bau von englischen Bombenflugzeugen im Auftrage der engl. Regierung, Kosten 50 Millionen Pfund Sterling, in Toronto und Montreal Bau begonnen. Weitere Fabriken in Vancouver und Port Williad sind in Vorbereitung.

*) Siehe Flugsport S. 435.

Reichswettbewerb für Motorflugmodelle Borkenberge. In Borkenbeige fand am 26.—28. Aug. der Reichswettbewerb für Motorflugmodelle des Korpsführers, an dem sich 160 NSFK.-Männer und 200 Hitlerjungen beteiligten, statt. Bauprüfung und Einfliegen der insgesamt 375 zugelassenen Motormodelle begann am 26. 8. Am Sonnabendvormittag vor Beginn des Wettbewerbs traten die Wettbewerbsteilnehmer unter Führung des Wettbewerbsleiters, Hauptsturmf. Benksch, zur Flaggenparade an, bei der Gruppenf. Sieler im Auftrage des am Erscheinen verhinderten Korpsführers des NSFK., Generalleutnant Christiansen, begrüßte. Für die Wasserflugmodelle war ein besonderes Wasserbecken im Fluggelände angelegt. Der Verlauf des Wettbewerbs zeigte viel Abwechslung. Für die zahlreich erschienenen Zuschauer gab es viel zu sehen. NSFK.-Gruppenführer Krüger erklärte in seiner Schlußrede, daß der diesjährige Wettbewerb große Erfolge gegenüber dem letztjährigen Wettbewerb verzeichne, die in ihn gesetzten Erwartungen vollauf erfüllt habe und den jungen Modellbauern die Richtlinien für die weitere Arbeit gegeben seien.

Ergebnisse: Sieger in der Mannschaftswertung wurde mit 182,1 Durchschnittspunkten die NSFK.-Gr. 12 Niederrhein. Sie erhielt die Goldene Plakette des Korpsführers und eine Prämie von 500 RM. Zweiter wurde die NSFK.-Gr. 6 Schlesien mit 181,5 Durchschnittspunkten (Prämie 400 RM), dritter die NSFK.-Gr. 13 Franken (139 Punkte), vierter NSFK.-Gr. 4 Berlin-Kurmark (115,3), fünfter NSFK.-Gr. 11 Westmark (100,0). Einzelsieger mit der höchsten Punktzahl eines einzelnen Teilnehmers wurde mit 989 Punkten der Hitlerjunge Joachim Schmidt, Allenstein (NSFK.-Gr. 1 Ostland). Er erhielt den Wanderpreis des Korpsführers, die Bronze des „Fliegenden Menschen", und die Goldene Plakette des Korpsführers. Außerdem wurden die besten Leistungen in den einzelnen Klassen mit Silbernen und Bronzenen Plaketten und Geldprämien ausgezeichnet. Für technische Verbesserungen an den neuartigen Schwingenflugmodellen konnten insgesamt sechs Prämien verteilt werden. Für nach eigenem Entwurf hergestellte Ver-brennungs-Motorenmodelle oder technische Verbesserungen wurden sieben Teilnehmer mit Sonderprämien bedacht. — Das Modell mit Dampfturbinenantrieb von Herbert Scholz, stud. ing., erreichte 80 m Höhe und 180 Sek. Dauer.

Internat. Modell-Wettbewerb Banne d'Ordanche, 15. 8. Leistungen: 1. Sanders Jacques (Belgien) 18 Min. 20 Sek., 2. Vandermeuter (Belg.) 6 Min. 20 Sek., 3. Petit Jean (Belg.) 5 Min. 59 Sek., 4. S'Jongers (Belg.) 5 Min. 6 Sek.. 5. Leclercq (Belg.) 4 Min. 55 Sek., 6. Poulain (Frankr.) 4 Min. 45 Sek., 7. Pom-merencke (Belg.) 4 Min. 31 Sek., 8. Pommerencke (Belg.) 3 Min. 51 Sek., 9. Vandermeuter (Belg.) 3. Min. 45 Sek.

Franz. Modell GA—5, Konstrukteur Allain, am 11. 8. Start in Beausejour bei Nantes, geriet Gewitter und wurde von Mr. Pasquier, wie „Les Ailes" vom 1. 9. berichtet, bei Corsept, 40 km vom Startpunkt entfernt, nach IV2 Std. Flugzeit gefunden.

Mahomet. Massenbach-Hoppe machen einen Tiefdecker (nicht Mohamed). Bristol Blenheim Zweimotor-Bomber, Höchstgeschwindigkeit mit 450 km/h angegeben.

QBI Blindflug-Vorschriften treten in Kraft.

Glycol-Kühlung, Siedetempertur von Glycol liegt höher als Wasser; daher kleinere Kühler möglich.

Literatur.

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

Probleme des Luftkriegs v. Georg W. Feuchter. Ludwig Voggenreiter Verlag, Potsdam. Preis Ganzl. RM 2.40.

Auf 72 Seiten werden die wichtigsten und maßgebenden strategischen, taktischen und technischen Fragen, die heute die Fachleute auf dem Gebiete der

Militärluftfahrt beschäftigen, behandelt. Zum Verständnis sind 8 Abb. als Musterbeispiele von Jagdeinsitzern und Bombern beigefügt.

Flieger als Hilfswaffe v. Georg W. Feuchter. Ludwig Voggenreiter Verlag, Potsdam. Preis Ganzl. RM 3.—.

Das vorliegende Buch gibt einen Ueberblick über die vielseitige Tätigkeit der Luftstreitkräfte auf dem Gebiet der Zusammenarbeit mit den 3 Wehrmachtsteilen. Die Antwort auf die Frage: „Operative Luftkriegführung oder Kooperation?" muß daher lauten: „Operative Luftkriegführung und Kooperation!"

Gasschutz, Gashilfe gegen Giftgase! Von Obermedr. Dr. Ruff u. Prof. Dr. Feßler. 9. erw. u. verb. Aufl. Alwin Fröhlich Verlag, Leipzig N 22. Preis RM —.60.

Dieses Merkbüchlein für Laienhelfer bis zum Eingreifen des Arztes sollte in keinem Hause fehlen. Aus dem reichen Inhalt sei nur erwähnt: Bau und Funktion der Atmungswerkzeuge, Atemgifte, Atemschutzgeräte, Gebrauch der Maske, Rettung, erste Hilfe, Selbstschutz des Retters.

Notverbände und ihre Technik. Von Dr. med. K. Marloth. 7. Auflage. Alwin Fröhlich Verlag, Leipzig N 22. Preis RM —.50.

Einen Notverband sollte jeder anlegen können. Daher gehört das vorliegende Buch in den Hausgebrauch. Nach den Leitsätzen dieses Buches wird der Laie nach Selbststudium die wichtigsten Notverbände selbst anlegen können.

DIN-Normblatt-Verzeichnis 1938, herausgeg. v. Deutschen Normenausschuß, Berlin NW 7. Verlag Beuth-Vertrieb G. m. b. H., Berlin SW 68. Preis RM 4.—.

Die neue Ausgabe 1938 enthält 6300 „Deutsche Normen" und 740 Normblattentwürfe. Neu aufgenommen sind rund 500 Normen des früheren Oestereichischen Normenausschusses, der nach dem Anschluß im Deutschen Normenausschuß aufgegangen ist. Zur Erleichterung der Einführung der deutschen Normen in Oesterreich und der Ueberführung der „ÖNORM"-Blätter in deutsche „DIN"-Blätter ist im Verzeichnis bei der österreichischen Norm angegeben, ob sie mit der entsprechenden deutschen übereinstimmt (das trifft für 131 Önormen zu), ob sie nur im wesentlichen übereinstimmt (84) oder ob sie von den deutschen Normen abweicht (278). — Zum erstenmal sind alle Normblätter, deren Anwendung verbindlich vorgeschrieben ist, gekennzeichnet. Nummernverzeichnisse der allgemeinen und Fachnormen wurden erweitert, Stichwortverzeichnis umfaßt 70 Spalten.

Die Luftschraube. Von Dr. Hermann Borck. 2. verb. u. erg. Auflage. Verlag Richard Carl Schmidt & Co., Berlin W 62. Preis geb. RM 6.—.

Mit Rücksicht auf die in den letzten Jahren ständig gesteigerte Motorleistung in der Höchstgeschwindigkeit mußte die zweite Auflage dieses Werkes hinsichtlich der neuen Luftschraubentechnik entsprechend ergänzt werden. Das Buch ist auch für den Anfänger verständlich geschrieben.

Shell-Luftstreckenhandbuch für Europa. (Wird nur leihweise an Flugzeugführer von der Luftfahrtabt. d. Rhenania-Ossag Mineralölwerke Akt. Ges., Hamburg 1, Alsterufer 4—5, zur Verfügung gestellt.)

Das Handbuch enthält die 7 Strecken: 1. London—Köln—Wien—Belgrad— Aleppo. 2. London—Rotterdam—Hamburg—Kopenhagen—Stockholm—Helsinki. 3. London—Rotterdam—Berlin—Riga—Helsinki. 4. Paris—Köln—Berlin. 5. Paris— München—Wien. 6. Lyon—Bern—Wien. 7. Berlin—Prag—Wien—Rom. Gliederung: Allgemeine Informationen (Zoll, einzuhaltende Flugwege, Hindernisse), Sperrgebiete, meteorologische Informationen, kurze Streckenbeschreibung sowie von allen wichtigen Flughäfen auf der Strecke Lagepläne sowie Skizze des Flughafens mit einer Beschreibung der vorhandenen Einrichtungen. Man findet Um-rechnungs- und Sonnenauf- und -untergangs-Tabellen sowie Angaben über mitzunehmende Papiere, erforderliche Visa-Genehmigungen, Landegebühren, Funk-Stationen. Ferner ist eine Uebersichtskarte mit Einzeichnung der vorhandenen Sperrgebiete beigefügt. Es ist also alles das behandelt, was ein Flugzeugführer über die Bodenorganisation zur reibungslosen Durchführung eines Auslandsfluges wissen muß.

Der Dienstunterricht in der Flakartillerie, Ausgabe Flakscheinwerferkanonier

v. E. Schluchtmann, Hptm. i. RLM. Verlag E. S. Mittler & Sohn, Berlin. Preis RM 2.—.

Der Dienst in der Flakartillerie ist einer der interessantesten, erfordert jedoch sehr viel technisches Wissen und geistig rege Soldaten. Das vorliegende Unterrichtsbuch ist eine Fortsetzung des „Dienstunterrichts in der Luftwaffe" und befaßt sich nur mit dem Flakscheinwerferdienst. Diese Erstlingsausgabe wird dazu beitragen, die Begeisterung des angehenden Rekruten für die Flakartillerie zu wecken.