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Zeitschrift Flugsport, Heft 23/1927

Auf dieser Seite finden Sie das komplette Heft 23/1927 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.

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Illustrierte technische Zeltschrift und Anzeiger für das gesamte Flugwesen

Brief-Adr.: Redaktion u. Verlag „Flugsport", Frankfurt a. M., Bahnhofsplatz 8

Telefon: Hansa 4557 — Telegramm-Adresse: Ursinus — Postscheck-Konto Frankfurt (Main) 7701

Bezugspreis f. In- u. Ausland pro 34 Jahr bei 14täg. Erscheinen Mk. 4.50 frei Haus.

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. 23_9. November 1927 XIX. Jahrgang

Die nächste Nummer des „Flugsport" erscheint am 23. November

Verzögerte Entwicklung.

Noch immer verirren sich die Konstrukteure der Leichtflugzeuge auf Seitenwegen. Eine reinliche Scheidung zwischen Klein- und Leichtflugzeugen ist noch nicht durchgeführt. Es ist schade, daß man aus dem Sachsenflug mit seiner verunglückten Unendlichformel noch nichts gelernt hat und in der Ausschreibung für den Einzelwettbewerb für den Hindenburg-Pokal nicht auch.eine Klasse mit einem Rüstgewicht bis zu 100 kg für Einsitzer eingeführt hat. Es wäre besser gewesen, nur wirkliche Leichtflugzeuge an den Start zu bekommen, als wie die bisher bekannten Kleinflugzeuge.

Wenn man die Maschinen im ersten polnischen Kleinflugzeugwettbewerb in Warschau studiert, so kommt man zu ähnlichen Ueber-legungen. Das einzige Flugzeug, welches dort im Sinne der Leichtflugzeugentwicklung vom Konstrukteur gedacht wrar, war das kleine 18-PS-Maschinchen von Zalewski mit 92 kg Leergewicht. Wenn wir wirklich einen größeren Sprung in der Entwicklung des „ Flugzeuges für jedermann" machen wollen, so muß die Ausschreibung so beschaffen sein, daß die Gewohnheitsmitläufer im Wettbewerb ausgeschaltet werden und die Wettbewerber mit wirklich neuartigen Leichtflugzeugen auf ihre Kosten kommen.

Erster polnischer Kleinflugzeugwettbewerb in Warschau.

(Von unserem polnischen Korrespondenten.) Am 8. und 9. Oktober d. J. veranstaltete der polnische Luftwehrverband auf dem Flugplatz von Warschau den ersten polnischen Wettbewerb für Kleinflugzeuge, Zugelassen waren Flugzeuge, die im In-lande gebaut waren und mindestens den Sicherheitsgrad vier besaßen. Die Wertungspunkte wurden auf nachstehende Art berechnet: 1. Nutzlast Q, Geschwindigkeit pro Stunde v und Motorstärke N

in PS wurden durch die Formel —-■ • ~~r gewertet,

2. Der zulässige Brennstoffverbrauch wurde auf 12 kg für Einsitzer und 20 kg für Zweisitzer für je 100 km festgesetzt. Für jede 100 gr Wenigerverbrauch wurde ein Punkt erzielt.

Geschwindigkeit sowie Brennstoffverbrauch wurden durch einen Fernflug von 190 km (Warschau—Demblin—Warschau) festgestellt.

3. Die Landungsstrecke wurde vom Fußpunkte eines 5 m hohen Hindernisses gemessen, das zu überfliegen war. Jede 10 m, um welche die erzielte Landungsstrecke kürzer war als 300 m, brachten einen Punkt.

4. Bei der Startprobe brachten jede 10 my die sich das Flugzeug unterhalb 400 m vom Boden abhob, einen Punkt.

5. Die Steiggeschwindigkeit wurde durch einen Steigflug von

30 Min. festgestellt und nach der Formel 11 ^ <j ^ gewertet, worin n.

den hundertsten Teil der erreichten Höhe in m bedeutet

6. Für das Abmontieren, Hindurchführen durch ein Tor von 3 m Breite, 3,5 m Höhe und 10 m Länge, und den Wiederzusammenbau des. Flugzeuges waren zwei Std. Zeit gelassen. Für jede 6 Min. weniger wurde ein Punkt erzielt.

7. Die Ausrüstung des Flugzeuges mit besonderen Vorrichtungen wurde folgendermaßen gewertet:

a) Feuerlöschapparat 10 Punkte, b) Fallschirm 5 Punkte und c) Anlasser 5 Punkte.

Zum Wettbewerb waren folgende Flugzeuge gemeldet:

1. Ein zweisitziger Tiefdecker der studentischen Fliegergruppe an der Technischen Hochschule in Warschau, nach dem Entwurf des cand ing. J. Drzewiecki (Abb. 1). Der Rumpf ist rechteckig mit flachrunder Oberseite und läuft hinten in eine senkrechte Schneide aus. Zwei Sitze mit Doppelsteuerung liegen unmittelbar hintereinander. Die Bauart ist die übliche: Vier Längsholme, Rahmenspanten und Sperrholzbeplankung.

Der 45 PS Anzani-Motor ist an einem geschweißten Stahlrohrgerüst vorn am Rumpf befestigt.

Die Flügel (Profil: Borelle Nr. 70) sind seitlich an den Rumpfunterkanten angesetzt und durch kurze Streben gegen Rumpfoberkanten abgestützt. Bauart: zwei Kastenholme, Sperrholzgitterrippen, Drahtauskreuzung; vorn mit Sperrholz, im übrigen mit Stoff bespannt Bei der Belastungsprobe kamen die Flügel bei neunfacher Belastung zu Bruch.

Das Fahrgestell besteht aus drei V-Streben, von denen zwei von Rumpfunterkante seitlich zur Gummiabfederung führen, die dritte dagegen die geteilte Achse in der Mitte abstützt.

Das Flugzeug ging, geführt von Oberl. Kaiina, aus dem Wettbewerb als Sieger hervor.

2. Ein halbfreitragender Hochdecker, ebenfalls erbaut durch die studentische Fliegergruppe an der Technischen Hochschule in Warschau, nach dem Entwurf der Studenten Wigura und Rogalski.

Die Bauart der Einzelteile ist dieselbe wie die des vorgenannten Flugzeuges. Die Flügel waren übermäßig fest gebaut und kamen trotz zehnfacher Belastung nicht zu Bruch. Nach den Probeflügen urteilend, hatte dieses Flugzeug Aussicht, im Wettbewerb einen der ersten Plätze zu erzielen. Leider brachte Rogalski, der durch lange Unterbrechung im Fliegen außer Uebung gekommen war, zwei Stunden vor Beginn des Wettbewerbes das Fahrgestell zu Bruch. Am zweiten Tage jedoch meldete sich das Flugzeug wiederhergestellt am

Abb. 1. Zvcisiizn/cr Tiefdecker von .1. Drzewicck'i.

Start zum Fernflug. Aber auch jetzt war ihm das Glück nicht hold. Schon wenige km nach dem Start mußte es wegen Motordefektes auf sehr ungünstigem Gelände notlanden, wobei es sich überschlug und derartig beschädigt wurde, daß an eine weitere Teilnahme am Wettbewerb nicht zu denken war.

Abb. 2. Halbfreitragender Hochdecker Dzialowski.

3. Ein einsitziger halbfreitragender Hochdecker der Gebrüder Dzialowski (Abb. 2).

Außer dem Rumpf, der aus einem geschweißten Stahlrohrgerüst mit Stoffbekleidung besteht, ist die Bauart der Einzelteile dieselbe wie bei den vorgenannten Flugzeugen. Das verwendete Flügelprofil ist Göttingen Nr. 441. Als besondere Ausrüstung war ein Boschanlasser eingebaut.

Im Wettbewerb wurde das Flugzeug von seinem Führer, einem der Erbauer, bei der Landungs- und Steigprobe nicht voll ausgenützt. Als nachher noch auf dem Fernflug wegen Herausfallen eines Keiles im Zahngetriebe des Magneten genotlandet werden mußte, und damit die mittlere Geschwindigkeit auf 46 km pro Stunde herabgedrückt wurde, kam dieses Flugzeug für die ersten Plätze nicht mehr in Frage. Bemerkenswert für dieses Flugzeug ist der kurze Start (60 m) und die kurze Zeit, die zum Ab- und Wiederzusammenbau verwendet wurde (16 Min.).

4. Ein zweisitziger, freitragender Tiefdecker mit durchgehendem Flügel, erbaut mit finanzieller Hilfe des Luftwehrverbandes durch den Gymnasiasten Kozlowski aus Kaiisch. (Abb. 3.)

Die Bauart der Einzelteile ist wieder dieselbe wie die des zuerstbeschriebenen Apparates. Das für den Flügel verwendete französische

Profil M. B. 12, das nach den Polaren ein ( r~-) — 21 hat, ent-

täuschte den Konstrukteur vollkommen. Die erzielte niedrige Geschwindigkeit des Flugzeuges ist dadurch zu erklären, daß der Führer, Ing. Czyzewski, in Anbetracht der Unsicherheit des 45 PS Anzani es vorzog in größeren Höhen (800—1000 m) zu fliegen, um im Falle des Versagens des Motors Zeit zu haben, einen geeigneten Landungsplatz zu erreichen.

5. Ein halbfreitragender Hochdecker mit zweiteiligem Flügel nach dem Entwurf des Ing. Cywinski.- (Abb. 4.)

In seiner Bauart weicht diese Maschine von den bisher beschriebenen Flugzeugen stark ab. Der eigentliche Rumpf besteht aus einem quadratischen Kastenträger mit den ungefähren äußeren Abmessungen .250X250 mm. Vier Längsholme in den Ecken des Trägers sind durch Sperrholzplatten zu einer geschlossenen Röhre verbunden und in gewissen Abständen durch Querhölzer gegeneinander spantenartig verstrebt. An diesen Kastenträger ist eine Hülle aus schwachen Längsund Querhölzern mit Stoffbekleidung zur. Aufnahme des Führers und Begleiters derartig angebracht, daß der Träger am Boden der Hülle liegt. Diese Bauart ermöglichte, trotz niedriger Lage des Flügels, die bequeme Unterbringung eines Sitzes im Vorderteil des Rumpfes, da ja die Hülle keine Kräfte überträgt und somit seitlich Türen angebracht werden konnten. Die Flügel unterscheiden sich in der Bauart nicht von denen der vorbeschriebenen Flugzeuge und besitzen mit Lachmannschlitzen versehene Querruder, die zur Verkürzung der Start- und Landungsstrecke gleichzeitig nach unten ausgeschlagen werden können. Das Fahrgestell mit Gummifederung ist ohne durchgehende Achse gebaut. Der verwendete Motor ist ein 60 PS Walter. Den zweiten Preis im Wettbewerb verdankt das Flugzeug zum großen Teil seinem Führer, Major Makowski, der aus der Maschine auch das letzte herausholte.

6. Ein zweisitziger Metalldoppeldecker des Flugzeugmontageleiters Skraba, mit 45 PS Anzani-Motor. (Abb. 5.)

Abb. 3. Freitragender Tiefdecker Kozlowski.

Der Rumpf ist in Duraluminrohrkonstruktion mit Stahldrahtauskreuzung ausgeführt. Die Verbindungsstücke sind aus Stahlrohr geschweißt. Um das rechteckige Gerippe sind in gewissen Abständen formgebende Ringe aus Duraluminiumwinkeln gelegt und an diesen die Bekleidung befestigt, die am Vorderteil aus Aluminiumblech, am Hinterteil dagegen aus Stoff besteht. Vorn am Rumpf ist durch vier Bolzen ein geschweißtes Stahlrohrgerüst befestigt, das den Motor trägt.

Abb. 4. Halbfreitragender Hochdecker Cywinski.

Abb. 5. Metalldoppeldecker Skraba.

Die Flügel bestehen aus zwei Holmen und Gitterrippen. Die Holme besitzen als Ober- und Untergurte Duraluminium U-Profile, die durch Winkelprofile zu Gitterwerken verbunden sind, Den Abstand zwischen Vorder- und Hinterholmen sichern Querträger derselben Konstruktion wie die Holme selbst. Stahldrahtkreuzungen zwischen den Querträgern festigen die Flügel zur Aufnahme des Stirnwiderstandes. Die Rippen sind vollkommen aus Wellenprofilen hergestellt. Der zweiteilige Oberflügel hat 7,5 m Spannweite und 1,5 m Tiefe; die seitlich an den Rumpf angesetzten Unterflügel 7 m Spannweite und 90 cm Tiefe. Das halbdicke Profil ist Nr. 15 des Prof. an der techn. Hochschule in Warschau, Witoszynski. Ober- und Unterflügel sind gegeneinander gestaffelt und auf jeder Seite durch je eine Strebe miteinander verbunden. Die innere Flügelzelle besitzt Drahtseilauskreuzung. Die Flügel sind vorn bis zum ersten Holm mit Aluminiumblech, im übrigen mit Stoff bekleidet. Ruder und Flossen sind aus schwach wandigen Stahlrohren geschweißt und mit Stoff bekleidet. Der geringe Abstand der Flügel (90 cm), sowie der ganze für ein Kleinflugzeug schwerfällige Aufbau ließen voraussehen, daß die Maschine nicht die besten Flugeigenschaften aufweisen würde. Letzten Endes besiegelte auch hier die Notlandung wegen Motordefektes auf dem Fernfluge das Schicksal der Maschine im Wettbewerb.

7. Ein halbfreitragender, zweisitziger Hochdecker mit 35 PS An-zani des Technikers Medwecki aus Posen. (Abb. 6.)

In der Konstruktion der Einzelteile weicht die Maschine von der an erster Stelle beschriebenen nur dadurch ab, daß die Flügel ganz mit Sperrholz gedeckt sind und der obere, linke Rumpfholm durch eine Tür unterbrochen ist. Nach dem Einsteigen wird der unterbrochene Holm durch einen entsprechenden Mechanismus wieder verbunden. Die Flügelfläche ist F = 11 X 1,5 = 16,5 m2 und das Profil Nr. 37 des Ing. Bartel, Leiter des Konstruktionsbureaus der Flugzeugfabrik „Sa-

PATENTSAMMLUNG

1927

des @)V\Ä^ Band II

No. 19

Inhalt: Die deutschen Patentschriften: 449252, 253, 7I6; 450259; 451025, 026, 256.

■ b3

Flugdrachen (Drachenflugzeuge, mit Tragflächen und Kraftantrieb Gruppe 3—24).

Pat. 450259 v. 4. 10. 25, veröff. 3. 10. 27. Deutscher Aero-Lloyd Akt.-Ges. und Dr.-Ing. Karl Grulich in Berlin-Staaken.

Flugzeugrumpf. Die Erfindung behandelt die Schaffung großer Nutzladeräume und Zugangsöffnungen im Flugzeugrumpf. Der Vorteil der Erfindung liegt vor allem darin, daß es möglich ist, den Rumpf an "beliebig vielen Stellen durch große Oeffnungen zu unterbrechen und somit große Hohlräume im Innern des Rumpfes zu schaffen. Abb. 1 zeigt die Zerlegung der Seitenwände des Rumpfes in beliebig viele starre Scheiben. Die Verbindung der Seitenwände durch Ober- und Untergurt kann in jeder Weise ausgeführt werden; sie ist in den Abbildungen durch Stäbe g angedeutet. Soweit diese Unterbrechungen beim Hochdecker unterhalb des Flügels liegen, macht es keine Schwierigkeiten, eine Aussteifung der betreffenden Rumpföffnung in Form einer biegungssteifen Rahmenkonstruktion auszubilden. Die Aussparungen des hinteren Rumpfteiles bedingen eine Aussteifung der Seitenwände nach folgender Konstruktion: sind n Aussparungen vorhanden und somit n+1 starre Scheiben, so wird ein statisch bestimmter Zusammenschluß dieser Scheibenkette dadurch erreicht, daß von jeder Scheibe ein Anschlußstab zum Flügelaufhängepunkt A geführt wird, während der untere Teil jeder Scheibe mit der übrigen Konstruktion durch einen reinen Gelenkpunkt C verbunden ist. Hierdurch erreicht man außer den vorher erwähnten Vorteilen den einer einfachen Berechnungsmethode. Die Stäbe a können auch noch gegen die Scheiben abgestützt werden, um die Knicklängen zu verringern.

Die Verbindung der einzelnen Scheiben kann aber auch noch folgende Konstruktion benutzen: am unteren Teil wird wie vorher jede Scheibe mit der vorhergehenden Steifkonstruktion durch ein unmittelbares Gelenk C verbunden, während am oberen Teil der Anschluß an die übrige Starrkonstruktion mit Hilfe eines Dreistabverfahrens erreicht wird, wie aus

Abb. i.

Abb. 2.

Abb. 2 ersichtlich. Dadurch wird eine bedeutende Gewichtsverminderung der Konstruktion erreicht, ohne daß eine Vergrößerung der Rumpfstäbe vorgenommen werden muß. Für die Berechnung ist es ferner unwesentlich, ob der Punkt C als reiner Gelenkpunkt ausgebildet wird, oder ob über den Gelenkpunkt C noch ein überzähliger Stab d eingeschaltet wird.

Patentansprüche:

1. Flugzeugrumpf, dadurch gekennzeichnet, daß die Seitenwände aus einer beliebigen Anzahl starrer winkelförmiger Teile bestehen, deren untere Schenkel aneinanderstoßen, während die aufrecht stehenden Schenkel durch Zugstäbe mit dem vordersten Teil verbunden sind.

2. Flugzeugrumpf nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß sämtliche starren Seitenwandteile unterhalb des Flügels unmittelbar an denselben in Steifrahmenkonstruktion befestigt werden, dagegen die außerhalb des Flügels liegenden Teile an den Flügelaufhängepunkt mit Hilfe je eines Stabes angeschlossen werden.

3. Flugzeugrumpf nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß jedes starre Seitenwandteil mit dem vorhergehenden unten durch ein Gelenk (C) verbunden ist.

4. Flugzeugrumpf nach Anspruch 1, 2 und 3, durch gekennzeichnet, daß über jedem Gelenk ein Stab (d) überzähligen Charakters eingebaut

U Q Pat. 451025 v. 5. 4. 25, veröff. 19. u ° 27. Herbert Smith in Kingston Hill,

England. Verwindun gsklappeiutnordnung jür Flugzeuge. Die Erfindung bezieht sich auf eine Ver-windungsklappenanordnung für Flugzeuge. Bei bekannten Anordnungen gewisser Art, bei welchen eine einstellbare Verwindungsklappe mit einer ortsfesten

Abb i

da-CO ist.

10.

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PATENTSAMMLUNü des FLUGSPORT

Nr. 1£

Tragdecke vereinigt ist, bewirkt eine Aufwärtsbewegung der Austrittskante der Verwindungsklappe aus ihrer neutralen Lage, daß die Eintrittskante der Verwindungsklappe nach unten über die Umrißlinie der Tragdecke hinausragt. Es ist aber eine Bewegung der Austrittskante der Verwindungsklappe nach unten möglich, ohne daß ein Heraustreten dieses Teiles der Klappe über die Umrißlinie der Tragdecke stattfindet.

Wenn bei solcher Anordnung beispielsweise die Klappe auf der Backbordseite bewegt wird, so daß ihre Eintrittskante nach unten hervorsteht, so wird eine derartige Bewegung die Steuerarbeit unterstützen, aber die Verwindungsklappe auf der gegenüberliegenden Seite wird entgegengesetzt bewegt, derart, daß ihre Kante nicht über das Profil der Tragdecke herausragt, so daß von dieser Seite aus die Steuerarbeit nicht unterstützt wird. Es findet aus diesem Grunde auf die Steuerorgane eine gewisse ungleichmäßige Wirkung statt. Bei einer derartigen Anordnung sind ferner die Luftwiderstände nicht gleichförmig, so daß die Benutzung eines besonderen Steuer notwendig wird, wenn die Steuer- oder Ver-windungsklappen bewegt werden.

Diese Nachteile werden gemäß der Erfindung dadurch behoben, daß die entgegengesetzten Verbindungsklappen oder Teile derselben an der Vorderkante entgegengesetzt eingeordnete Krümmnugen aufweisen. Bei Doppeldeckern liegt die Krümmung der Verwindungsklappen der oberen Tragdecke oben und die Krümmung der Verwindungsklappen der unteren Tragdecke unten oder umgekehrt. Die Verwindungsklappen der Backbordseite werden in bekannter Weise in der einen Richtung und die Verwindungsklappen der Steuerbordseite in der entgegengesetzten Richtung bewegt. Bei Eindeckern ist die Verwindungsklappe der einen Seite teilweise mit einer oben, teilweise mit einer unten liegenden Krümmung versehen, während die Verwindungsklappe der anderen Seite in entgegengesetzter Weise geformt ist.

fl f X Pat. 449716 v. 19. 12. 23, veröff. 17. ° \^ 9. 27. Dr.-In<*. Adolf Rohrbach,

Berlin-Wilmersdorf. Flugzeug, das außer der normalen, vom Führer bedienten oder selbsttätig wirkenden Flugsteuerung eine das Ueberziehen verhindernde Sicherheitssteuerung besitzt, die aus einer bei Annäherung an gefährliche Anstellwinkel von der Fahrströmung verstellten Windfahne als steuerndem

und einer unmittelbar auf die Aenderung der Flug-zeuglage einwirkenden Vorrichtung als gesteuertem Teil besteht. Eine am Flugzeug drehbar und im wesentlichen wagrecht angeordnete Fläche ist mi\ der Windfahne (3) derart verbunden, daß sie bei einer gewissen Anstellung der Flügel gegen die Flugbahn eine die Höhensteuerung aufhebende Anstellung-erfährt, wobei die wagrechte Fläche von der Flosse-(2) des Höhensteuers (1) gebildet wird.

Die bei kleinen und mittleren Anstellungen der Flugzeugflügel, die wagrechte Fläche verriegelnde-Verbindung von Windfahne und wagrechter Fläche-stört jedoch die freie Beweglichkeit der Windfahne-nicht. Die als zweiarmiger Hebel ausgebildete-Windfahne (3) weist in ihrem, ihrer Steuerfläche abgewendetem Arm einen bogenförmigen, Verstellwirkungen ausübenden Schlitz (8) auf, in dem eine an einem Flugzeugteile (22) geführte Kupplungsstange-(10) gleitet, deren anderes Ende an der wagrechten Fläche (2) in gewisser Entfernung von deren Drehachse angreift. Der bogenförmige Schlitz (?) verläuft zum Teil konzentrisch zur Windfahnendrehachse-(6), zum Teil exzentrisch zu ihr im Sinne der Annäherung.

Die Angriffsstelle der Kupplungsstange (10) am der wagrechten Fläche steht unter dem Steuereinfluß der Windfahne, indem starke Ausschläge der letzteren anstellend auf die wagrechte Fläche einwirken. Endlich sind alle zur Sicherheitsvorrichtung gehörenden Bauteile so angeordnet, abgestimmt oder ausgeglichen, daß sie in ihrer gegenseitigen Stellung nicht durch die Massenbeschleunigung als Folge von Bewegung oder Lage des Flugzeuges verändert werden. Die Windfahne selbst ist dabei in solcher Entfernung: von der senkrechten Schwerpunktsachse des Flugzeuges angeordnet, daß auch bei scharfen Kurven oder sonstigen Drehungen die richtige Beeinflussung-durch den freien Fahrwind nicht gestört ist.

Abb. 1 zeigt die Sicherheitssteuervorrichtung des-. Flugzeuges teils im senkrechten Schnitt, teils in Seitenansicht. Abb. 2 veranschaulicht eine Teildarstellung im Schnitt nach der Linie II—II der Abb. 1.

Es bezeichnet 1 das Höhensteuer, 2 die zugehörige Flosse und 3 eine Windfahne. 4 ist die-Achse, welche das Höhensteuer 1 mit der auf einer Achse 5 des Flugzeuges drehbeweglich angeordneten Flosse 2 verbindet. Die Windfahne 3 dreht sich um eine mit dem Flugzeuge verbundene Achse 6 und folgt dem Flugwinde, in dessen Strömung es sich ganz frei einstellen kann. Der Träger 7 der Windfahne 3 ist über die Drehachse 6 hinaus verlängert und mit einer Abbiegung versehen, in welcher sich ein bogenförmiger Schlitz 8 befindet, der in seinem der Windfahne 3 zugekehrten Teil etwa konzentrisch zur Achse 6 ausgebildet ist, in seinem anderen Teil sich jedoch letzterer nähert. In dem Schlitz 8 gleitet ein in einer am Flugzeug vorgesehenen Führung: 22 gehaltener Bolzen 9, der sich am oberen Ende einer Stange 10 befindet, deren unteres Ende durch Bolzen 11 mit einem Körper 12 verbunden ist. Dieser kann auf einem in der Flosse 2 gelagerten Bolzen 13: gleiten.

Von dem Höhensteuer 1 steht ein Hebel 14 ab,, der mit dem Bolzen 15, Verbindungsstange 16, Bolzen 17, Lenkhebel 1,8 und Bolzen 19 der Flosse 2 eine-parallelogrammartige Führung für einen von der Verbindungsstange 16 abgehenden, gabelartig auslaufenden Arm 20 bildet, der sich in Backen 21 des Gleit-körpers 12 in Richtung des in Abb. 1 eingezeichneten Doppelpfeiles verschieben kann.

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PATENTS A/Y1MLUNG des FLUGSPORT

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'Pat. 451026 v. 6. 3. 26, veröff. 19. 10. 27. Bergedorfer Eisenwerk Akt.-Ges. in Sande b. Beigedorf, Hamburg. Schleuder zum Reinigen von Oel für V erb renn ungskmft-maschinen, insbesondere die Motoren von Flugzeugen. In neuerer Zeit wird es immer mehr üblich, Oelschleudern in Verbindung mit Verbrennungskraftmaschinen zu verwenden, um das umlaufende Schmieröl ununterbrochen zu reinigen. Die Vorteile eines solchen Verfahrens sind allgemein bekannt und bestehen hauptsächlich darin, daß die dem Oel während des Strömens durch den Motor hindurch zugeführten Verunreinigungen, wie fein verteilte Kohle, Metaliteilchen, Oxydierungsprodukte usw. die die Schmierfähigkeit des Oeles wesentlich verringern, schnell entfernt werden. Die Erfahrung hat gelehrt, daß bei einem solchen Verfahren ein bedeutend besseres Ergebnis erzielt wird, als wenn die Reinigung erst nach Verlauf einer längeren Zeit vorgenommen wird. Der Motor kann daher mit nur wenig verunreinigtem Oel arbeiten, so daß seine Lebensdauer und die Betriebsicherheit bedeutend erhöht werden.

Bei Reinigungsschleudern für Flugmotoren beruhen die Schwierigkeiten in erster' Linie darauf, daß die Schleuder in weiten Grenzen in verschiedenen Lagen arbeiten können muß. Bei gewissen Arten von Flugzeugen geht diese Forderung soweit, daß die Schleuder in jeder Lage, selbst in gestürzter Stellung arbeiten muß.

Wie aus Abb. 1 ersichtlich ist, wird das verunreinigte Oel von dem Motor A durch eine Rohrleitung B dem Oelbehälter C zugeführt. Von der Rohrleitung B erstreckt sich ein Rohr D nach der zur Reinigung des Oeles dienenden Schleuder E. Von dem unteren Teil der Schleuder E führt eine Rohrleitung F zur Pumpe G, die das Oel durch die Rohrleitung H nach dem Motor A drückt, woselbst es für Schmier-

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1

     
     
     

zwecke in der üblichen Weise Verwendung findet. Von dem Behälter C führt ein Rohr I nach einer Pumpe J, durch die das Oel ebenfalls in das Rohr Ii hineingedrückt werden kann. Zweckmäßig werden zwischen einer oder beiden Pumpen G und J und dem Rohr Ii Rückschlagventile K und L angebracht, die-ein Zurückströmen des Oeles nach den entsprechenden Pumpen verhindern. Die Schleuder E ist so ausgebildet, daß alle beweglichen Teile in einem dichten. Mantel oder einem Gehäuse untergebracht sind, so daß sozusagen kein Oel aus der Schleuder ausströmen kann.

Patentanspruch: Schleuder zum Reinigen von Oel für Verbrennungskraftmaschinen insbesondere die von, Motoren von Flugzeugen, dadurch gekennzeichnet,, daß die Schleudertrommel . und die Antreibsvorrich-tung in einem dichten Gehäuse oder Mantel derart eingeschlossen sind, daß das Oel, das in einem vollkommen nach außen abgedichteten Leitungssystem geführt wird, in jeder Lage der Schleuder zirkulieren, kann. .

FlugzeuTunterbau (Fahrgestelle, Schwimmer, Wasserflugzeuge, Br m>m, am Flugzeug befestigte Ha te- und Abstoßvorrichtungen, Erdfühler) (Gruppe 40—47). U A \ Pat. 449252 v. 25. 3 20, verö.f. 12. u ^l 9. 27. Dornier-Metalbauten G. m. b. H. und Dipl.-Inü. Claudius Do nier, Friedrichshafen a. b. Laufradanordnung für Flugzeuge mit seitlich entfernt vom bis unter die Rad-mitten herabgezogenen Rumpf angeordneten Rädern,, dadurch gekennzeichnet, daß die Achsdrucke unter Fortfall außerhalb des Rumpfes vorgesehener Streben vorwiegend vertikaler Ausdehnung von in hohlen,, biegungssteifen, flossenartigen Ansätzen des Rumpfes untergebrachten Organen aufgenommen werden. Dabei ist die Achse als Ganzes ungeteilt von Rad zu Rad durchgeführt oder erstreckt sich in au sich bekannter Weise nur zwischen Rumpfwand und Rad und ist dann an der Rumpfwandung gelenkig gelagert.

Der in Abb. 1 dargestellte Schnitt A—A der Abb. 2 zeigt eine Anordnung mit von Rad zu Rad durchlaufender Welle. An dem mit a bezeichneten Flugzeugrumpf ist beiderseits eine flossenartige Versteifung b angebracht, welche die Radachse c umschließt, an deren Enden sich die Laufräder d befinden. Die mit e bezeichnete Abfederung ist von den an der unteren inneren Wandung der Versteifung b befindlichen Befestigungspunkten f über die Radachse geführt, so daß der zwischen Achse und der oberen Wandung befindliche Raum für das Anspannen.

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der Federn in Frage kommt. Abb. 2 ist eine der Abb. 1 entsprechende Längsansicht. In Abb. 3 ist die Möglichkeit, die Radachse zweiteilig auszuführen, gezeigt. An den Seitenwänden des Rumpfes g sind Qelenke h angeordnet, welche den Achsenhälften i eine Bewegung quer zur Rumpfachse gestatten. Die in dieser Richtung mögliche Bewegung wird durch ■die in den flossenartigen Versteifungen k angeordnete Abfederung 1 auf das geeignete Maß beschränkt.

Zweckmäßig wird durch eine Hubbegrenzung in •üblicher Weise eine übermäßige Durchfederung verhindert und werden noch zur Schonung der Radachse sowie der biegungssteifen Ansätze an geeigneten Stellen elastische Zwischenlagen eingeschaltet.

U. AH Pat. 449253 v. 9. 4. 26, veröff. 8. 9. u ^J 27. Rohibach Metall-Flugzeugbau

G. m. b. H., Berlin. Wasserflugzeug mit vorn Seitenleitwerk getrennt angeordnetem Wasserruder. Der der Erfindung zugrunde liegende Gedanke besteht darin, das Wasserruder 1 eines Wasserflugzeuges (Abb. 1^ 2) zeitweilig durch die zum Seitenruder 2 gehörende Steuerung betätigen zu lassen, wenn dies beim Fortbewegen des Flugzeuges auf dem Wasser erwünscht ist. Zu diesem Zweck sind Mittel vorgesehen, "welche die Kupplung und Entkupplung des Wasserruders mit dem vom nicht gezeichneten Führerstand zum Seitenleitwerk führenden Stellzeug 3 gestatten und die in vollkommenster Weise durch eine besondere Fernsteuerung 4 betätigt werden.

Die einfachste Form der Erfindung zeigen die Abb. 3 bis 5, gemäß welchen das Wasserruder als •ein besonderes außenbords aufhängbares Gerät ausgebildet ist. Die Rudereinheit besteht aus einem mit Hacken und Handgriff versehenen Rahmen 5, der unten in ein im Gebrauchszustand eine kielartig feststehende Fläche darstellendes Blindruder 6 ausläuft, an dessen Ablaufkante sich die Ruderachse 7 mit Schweberuder 8 befindet. Das obere Ende der

Achse 7 steht durch Hebelgelenke mit einem Drehzapfen 9 in Verbindung, der seine Bewegung mittels eines Schlitzhebels von dem Stellzeug 3 erhält. Die Verbindung zwischen den Hebelgelenken und dem Drehzapfen 9 ist leicht lösbar ausgebildet.

Die Benutzung des Wasserruders 8 erfolgt in der Weise, daß man im Bedarfsfalle den Rahmen mittels seiner Haken in die außenbords vorgesehenen Oesen einhängt und hierbei das Gelenk mit dem Drehbolzen 9 in Eingriff bringt. Wird nun das Stellzeug 3 in Richtung des Pfeiles gezogen oder entgegengesetzt gedrückt, dann schwenkt das zweckmäßig ausgeglichen ausgebildete Wasserruder entsprechend aus. Die Bewegung des Seitenruders 2 ist, wie sich aus der Getriebeanordnung der Abb. 2 entnehmen läßt, gleichläufig, so daß sich die Wirkungen beider Ruder ergänzen. Soll die Bewegung des Flugzeuges auf dem Wasser durch die Luftfahrt abgelöst werden, so wird die Rudereinheit abgenommen und im Flugzeug verstaut. Der Drehzapfen 9 läuft dann bei der alleinigen Steuerung des Seitenleitwerkes 2 leer mit.

Die Abschaltung des Wasserruders vom Stellzeug ohne Abnahme läßt sich beispielsweise dadurch bewirken, daß man den Zapfen 9 achsial' verschiebbar anordnet und mit einem zum Führer laufenden Seil verbindet, so daß dieser nur das Seil zu ziehen hat, um Stellzeug 3 und Ruderaclise voneinander zu trennen.

Die Abb. 6 und 7 zeigen im Schnitt durch den Bootsrumpf eine zweite Ausführungsform in Seiten-und Vorderansicht. Die Abb. 8 und 9 zeigen Einzelheiten in verschiedenen Ansichten. Die Abb. 10—12 ein weiteres Beispiel in den 3 Hauptansichten, Abb. 13 eine Einzelheit in Seitenansicht und Draufsicht. Die Abb. 14—16 stellen eine vierte Ausführungsform ebenfalls in den 3 Hauptansichten dar, Abb. 17 eine Einzelheit im größeren Maßstab und Abb. 18 ein zum vierten Ausführungsbeispiel gehörendes Steuerungsschema.

Pat -Samml. Nr. 19 wurde im „FLUGSPORT" XIX-, Heft 23, am 9. 11. 1927 veröffentlicht.

Abb. 6. Abgestrebter Hochdecker Medwecki.

molot" in Posen. Leider verspätete sich die Maschine zum Wettbewerb. Die später mit dem Flugzeug vorgeführten Schauflüge zeigten, daß die Maschine sehr gute Flugeigenschaften besitzt und sogar Kunstflüge, wie Ueberschlag und Rolle nicht scheute. Zum Vergleich sollte die Maschine später die Wettbewerbsbedingungen ausführen, erledigte jedoch nur den Höhenflug (1900 m mit 170 kg Zuladung) und kam auf dem Fernflug bei Notlandung zu Bruch.

8. Ein kleines Maschinellen des Ing. W. Zalewski. (Abb. 7.)

Der Rumpf besteht wieder aus vier Längsholmen, Rahmenspanten und Sperrholzbeplankung. Vorn trägt er an einem aus Stahlrohren geschweißten Gestell den 18 PS fünfzylindrigen, luftgekühlten Motor, der nur 21 kg wiegt und von W. Zalewski selbst entworfen und gebaut

     
     

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^B^ä^ä- M».

   
     
     

Abb. 7. Zalewski Eindecker.

wurde. Die einholmigen Flügel sind zu beiden Seiten an den oberen Rumpfholmen angesetzt und durch 76 außenliegende Stahldrähte verspannt. Das Maschinchen hat ein Leergewicht von 92 kg und gute Flugeigenschaften. Das erstemal startete das Flugzeug auf einem kaum 100 m langen Acker und flog anschließend nach dem 30 km entfernten Flugplatz in Warschau. Auch diese Maschine wurde leider zu spät fertig und konnte am Wettbewerb nicht mehr teilnehmen.

Nachstehende Tabelle gibt die Resultate des Wettbewerbes wieder,

Konstrukteur

Motor

Leergewicht !n kg

Zuladung in kg

Geschwindigkeit in km pro Stunde

Brennstoffverbrauch für 190 km in kg

Landungsstrecke in m

Startsrrecke in m

Steighöhe in m erreicht in 3/2 Stunde

Montagezeit in Min.

Gesamtpunktzahl

l) Drzewiecki

Anzani 45 P^

330

197

116,5

21,00

130

110

220)

2219

459

2) Cywinski

W alter60PS

416

243

122,5

24,90

140

9J

17 0

92"°

404

3) Kozlowski

Anzani 45 PS

.317

Iis

^8.5

20,23

140

110

1900

3820

225

4) Dzialowski

Anzani 45PS

^93

L.7

46,0

20.13

210

60

.400

1600

204

5) Skraba

Anzani 45 PS

325

168

43,9

27,00

1000

151

In Anbetracht dessen, daß dieser Wettbewerb der erste war, der in Polen veranstaltet wurde, kann man das Ergebnis wohl als befriedigend bezeichnen. Leider waren die Preise so niedrig, daß sie in keinem Falle den Konstrukteuren die Möglichkeit zur Weiterarbeit sichern, und zwar: Erster Preis 5000 Zip.; zweiter Preis 3000 Zip.; dritter Preis 2000 Zip.; vierter Preis 1500 Zip. Alle übrigen Konstrukteure, selbst diejenigen, deren Maschinen nicht gestartet waren, erhielten je 1000 Zip. als Ermunterungspreise.

Italienisches Leichtflugzeug Agusta*

Auch in Italien ist jetzt der zuerst in Deutschland propagierte Leichtflugzeuggedanke aufgegriffen worden. Den Wünschen aus italienischen Studentenkreisen nachkommend, hat der Konstrukteur Giovanni Agusta ein Leichtflugzeug mit hochliegendem Flügel, an welchem der Rumpf durch Streben aufgehängt ist, gebaut. Zum Betriebe dient ein 15-PS-Anzani-Motor mit zwei gegenüberliegenden Zylindern. Der Betriebsstoffverbrauch beträgt 4 kg pro Stunde. Infolge der geringen Belastung, 14 kg/m2, geht die Maschine bereits nach 50 m vom Boden weg. Die Abmessungen sind folgende: Spannweite 14 m, Länge 7 m, Höhe 2 m, Flügelinhalt 21 m2, Leergewicht 200 kg, Betriebsstoff für ca. sechs Flugstunden 25 kg. Belastet mit einem Führer 75 kg, Gesamtgewicht 300 kg. Landegeschwindigkeit 35 km. Reisegeschwindigkeit 100 km.

Der Konstrukteur will dieses Flugzeug auch als Segelflugzeug bauen. In diesem Falle wiegt das Flugzeug 130 kg entsprechend einer Belastung von 9 kg/m2.

Italienisches Leichtflugzeug Agusta.

Französisches Verkehrsflugzeug „Avimeta".

Die vorliegende Konstruktion ist ein freitragender Eindecker mit drei Salmson-Motoren von je 230 PS, als Verkehrsflugzeug für zehn Personen bestimmt. Von den drei Motoren ist einer in der Nase des Rumpfes und zwei zu beiden Seiten des Rumpfes unterhalb des Flügels untergebracht. Diese Motoren sind, wenn man die Vorderansicht studiert, durch mehrere Streben von Rumpfunter- und Rumpf Oberkante sowie gegen die Fahrgestellachse und Flügel verstrebt. Der Stirnwiderstand erscheint daher ziemlich groß. Die Flügel sind damit über den Motoren etwas entlastet. Wenn man schon eine derartig komplizierte Verstrebung in Kauf nimmt, so wäre es besser gewesen, die Motoren überhaupt nicht mit den Flügeln in Verbindung zu bringen. Die an den Rumpf angesetzten Flügel besitzen Kugelpfannenholmanschlüs-se mit Ueberwurfmuttern ähnlich wie bei Junkers. Die Flügel bestehen aus zwei Längsholmen mit wellblechartiger Alferium-bekleidung.

Der Rumpf besteht aus drei Teilen. Vorn der Motorenteil, in der Mitte Führer- und Beobachtersitz Avimeta 690 PS. mit Kabine, 1,60 m breit,

3,90 m lang und 1,80 m hoch, hinten das Rurnpfschwanzstück mit Höhen- und Seitenruder.

Franz. Verkehrsflugzeug Avimeta.

Die Betriebsstoffbehälter sind teilweise in den Flügeln und teilweise in der tropfenförmigen Verkleidung hinter den Seitenmotoren untergebracht. Das Fahrgestell von 4,10 m Spurweite besitzt Räder von 1250/250, welche auf am unteren Rumpfholm angelenkten Halbachsen sitzen.

Spannweite 21,90 m, Länge 14,30 m; Höhe 3,75 m, größte Flügeltiefe 4 m, Flügelinhalt 70 in2, Leergewicht mit Ausrüstung 2700 kg,. Betriebsstoff 820 kg, Besatzung 160 kg, bezahlte Last 1200 kg, Gesamtgewicht flugfertig 48S0 kg, Belastung pro m2 68,5 kg, Belastung, pro PS 6,8 kg; theoretische Leistungen: Höchstgeschwindigkeit am Boden 182 km/Std., Reisegeschwindigkeit 170 km, Steigfähigkeit auf 2000 m in 19 Min., Gipfelhöhe 3750 m, Aktionsradius bei Reisegeschwindigkeit 900 km, Sicherheit 7,5.

Die englischen Rennflugzeuge vom Coup Schneiden

Diese außerordentlich gewissenhaft entwickelten Rennflugzeuge haben wir bereits in Nr. 18 auf Seite 348 u. ff. beschrieben. In den englischen Zeitungen ist über technische Einzelheiten verhältnismäßig wenig berichtet worden. Neuerdings veröffentlicht die Zeitschrift „The Sphere" einige sehr interessante Abbildungen, die verschiedene technische Einzelheiten sehr gut erkennen lassen.

Auf der nebenstehenden Abbildung ist, von oben nach unten, der Crusader mit Bristol Mercury Motor, in der Mitte der Supermarine Napier und darunter der Gloster Napier wiedergegeben. In der oberen Abbildung sieht man, von rechts angefangen, den Motor, dahinter den Oeltank, den vollständig eingekleideten Führerraum, dahinter die Luftstromabführung vom Kopf des Führers, das Rumpfgerippe sowie Seiten- und Höhenruder. Ferner in den Schwimmern die Unterbringung der Betriebsstoffbehälter. In der mittleren Abbildung an der Unterseite des hinteren Rumpfteiles sieht man die Oelkühler. In der unteren Abbildung sind die auf den Flügeln angeordneten Wasserkühler mit einem X bezeichnet.

Fabrikations-Einzelheiten venu Wright Whirlewind.

Der Wright Whirlewind Motor (s. die Typenbeschreibung Flugsport Nr. 12, S. 234) ist kein Zufallstreffer, sondern er ist systematisch nach jahrelanger Arbeit entwickelt worden. Die außerordentliche Zuverlässigkeit des Motors liegt nicht allein in der Konstruktion, sondern in der äußerst sauberen und exakten Werkstattarbeit. Allein für die Untersuchung der Gehäuserohlinge dient eine besondere Abteilung im Laboratorium. Das Gehäuse wird, bevor es überhaupt bearbeitet wird und nachdem es mit Sandgebläse gesäubert ist, auf 5 Atm. abgedrückt. Erst hiernach erfolgt die Vergütung mit einer anschließenden nochmaligen Kontrolle. Das Gehäuse wird auf einem Vertikalbohrwerk ausgebohrt und die in der Bohrung liegende Bronzebuchse durch Erwärmen des Gehäuseteiles eingeschrumpft, welche außerdem noch durch einen Bolzen gesichert wird. Die Schraubenlöcher werden auf einer Horizontalbohrmaschine unter Zuhilfenahme eines Teilkopfes gebohrt. Die Sitzflächen im Gehäuse zur Aufnahme der Zylinder werden auf einem Spezial-Radialbohrwerk bearbeitet. Die nötigen acht Bohrungen für jeden einzelnen Zylinder werden in einem Arbeitsgang vermittels eines achtspindeligen Bohrkopfes eingebracht. In gleicher Weise werden das Gehäuse-Vorderstück und das Hinterstück bearbeitet. Daß Hinterstück ist infolge der verschiedenen eingegossenen Oelführungeii ziemlich kompliziert. Dichtheit neben Festigkeit ist Haupterfordernis.

Englische Rennflugzeuge vom Coup Schneider nach „The Sphere".

Der Zylinderkopf ist gleichfalls aus Duralumin. Nachdem der Rohling gleichfalls sorgfältig untersucht, wird zunächst zur Anbringung der Bohrschablonen im inneren Bodenteil eine Nute ausgedreht und auf der Oberseite der Deckel mit 10 mm Durchmesser angebohrt. Durch diesen Vorgang ist selbsttätig die Schablone so angestellt, daß die Wandstärken für die weitere Bearbeitung stimmen. Hiernach wird auf einem Vertikalbohrwerk der Zylinderboden ausgebohrt und mit

Hilfe weiterer Mehrspindelbohreinrichtungen die übrigen .Löcher eingebracht. Nachdem der Zylinderkopf auf 40 Atmosphären abgedrückt ist, werden die ringförmigen Ausbohrungen für die Aufnahme der Ventilsitze bearbeitet und die Bohrungen für die Zündkerzen eingebracht. Hiernach werden die Köpfe auf 650 Grad Fahrenheit erwärmt und die Bronzebüchsen für die Ventilsitze eingeschrumpft. Nach dem Erkalten werden die Ventilsitze ausgefräst und alle übrigen kleineren Bohrungen eingebracht.

Nachdem sämtliche Teile nochmals durch die Kontrolle gegangen sind, wird der Zylinderkopf nochmals auf 650 Grad Fahrenheit erwärmt, schnell in eine Halte Vorrichtung gebracht und der Zylinder eingeschraubt. Im gleichen Arbeitsgang wird auch der Ansaugstutzen in den erwärmten Zylinderkopf eingeschraubt.

Die Zylinder bestehen aus einem hochwertigen Spezialstahl von größter Festigkeit, der für diesen Zweck besonders behandelt wird. Die Hauptarbeitsgänge sind: die Zylinder vorschruppen, Einstechen der sechzehn Kühlrippen auf einer Spezialbank, wobei mehrere Spe-zialstäbe für jede Rippe zwei gleichzeitig schneiden. Damit durch Stumpfwerden oder Brechen der Stähle kein Aufenthalt entsteht, liegen mehrere Serien Stähle ersatzbereit Dann folgt die Bearbeitung der Flanschenden und der Zylinderkopfenden. Das Zylinderkopfende mit dem Gewinde bildet eine der schwierigsten Arbeiten, die außerordentlich genau ausgeführt werden muß.

Sehr viel Einzelbearbeitung beansprucht das Bohren für die Stößelführungen. Die kleineren Gehäuseteile für Oelpumpen, Betriebsstoffpumpen, Oeffnungsverschlüsse sind in Leichtmetallpreßguß hergestellt. Auch sämtliche kleinen Gußteile werden, um die Struktur zu verbessern, vergütet und dauernd im Laboratorium auf die Festigkeitseigenschaften geprüft. Um den für die Kolben nötigen gleichmäßigen Guß zu erzielen, werden besonders große Stückzahlen aus einer Charge hintereinander gegossen; denn es hat sich gezeigt, daß, selbst wenn die Legierungen genau gleich zusammengesetzt werden, bei verschiedenen Chargen verschiedene Gußstrukturen und verschiedene Eigenschaften des Leichtmetalls sich ergeben. Gerade für die Kolben sind die kleinsten Abweichungen oft gefährlich.

Die Kolben werden zunächst vorgeschruppt und dann vergütet. Hiernach wird das untere Teil auf genaues Maß gedreht. Innen sind die Kolben, damit sie auf der Haltevorrichtung besser sitzen, stark rauh gedreht. Nachdem die Kolbenbolzenbohrung auf einer Spezial-maschine durchbohrt worden ist, wird sie nochmals auf einer besonderen Bohrmaschine sauber nachgebohrt. Nach erfolgter mehrfacher Sauberbearbeitung der Lauffläche und Nuten für die Kolbenringe werden die Kolben zwecks Prüfung ihrer Dichtigkeit unter hohen Druck gesetzt. Zum Schluß nach erfolgter Bearbeitung des äußeren Kolbenbodenteiles werden die Kolben auf genaues Gewicht gebracht, und wenn nötig, wird Material am unteren Kolbeninnenrand abgenommen. Bei sämtlichen Arbeitsvorgängen wird der Kolben, damit er nicht verdrückt wird, in Spezialhaltevorrichtungen gehalten.

Die Kolbenbolzen werden aus hohlem Chromnickelstahlrohr auf fast ganz automatisch arbeitenden Spezialmaschinen gebohrt und gedreht. Damit keine Spannungen beim Härten eintreten, werden sie senkrecht eingesetzt. Das letzte Kalibrieren und Schleifen erfolgt in fünf Schleifgängen. Urs.

Hauptpleuelstange mit Nebenpleuelstangen. Unten: Ventilhebel.

Zylinderkopf aus Leichtmetall, Zylinder aus Stahl

FLOG

Inland.

Mitteilungen des Deutschen Luftrats. Die Föderation Aeronautique Internationale (F. A. I.) hat laut Schreiben vom 6. Oktober 1927 folgende Flugleistungen als Weltrekorde anerkannt:

Klasse C, Leichtflugzeuge, 1. Kategorie (Zweisitzer bis 400 kg).

Deutschland:

Paul W. Bäumer und Friedrich Puls auf Bäumers „Sausewind", mit 60 PS Wright-Motor, in Hamburg-Fuhlsbüttel am 10. Juni 1927:

Geschwindigkeit über 100 km 1 9 1,959 km/Std. (neuer Rekord)

am 8. Juli 1927:

3. Kategorie (Einsitzer 200 bis 350 kg)

Höhe.................. 6782 m

(bisher Frankreich, Albert: 5535 m) Frankreich:

Delmotte auf Caudron 109, Salmson-Motor 40 PS, Villacoublay-Saran, am 25. August 1927:

Entfernung in geschlossener Flugbahn 1 5 3 5,2 0 km (bisher Tschechoslowakei, Hamsik: 1400 km). Tschechoslowakei : Cpt. Hamsik, auf Avia B. H. 10, Walker-Motor 60 PS, Prag—Reval, am 9. September 1927:

Entfernung in gerader Linie ohne Zwischenlandung: 1 228 km (bisher Frankreich, Thoret: 868 km). Klasse C (Wasserflugzeuge) Vereinigte Staaten: mit 2000 und 1000 kg Nutzlast: Lt. B. J. Connel und S. P. Pope auf Wasserflugzeug P. N. 10 mit 2 Packard-Motoren zu 600 PS in San Diego, am 8. Juli 1927:

Dauer : . • • •......11 Std. 7 Min. 18 SeL

Entfernung:............ 1 5 2 5,1 8 9 km

(bisher Schweden, Lindner: 10 Std. 2 Min. 45 Sek. bzw. 1176 km und mit 1000 kg, Italien, Passaleva, 6 Std. 0 Min. 392/s Sek. bzw. 1000 km).

Frankreich: mit 2000 kg Nutzlast: Lt. de Vaisseau Paris, auf Wasserflugzeug C.A.M.S. mit 2 Jupiter-Gnöme-Motoren zu 480 PS, in St. Raphael, am 18. August 1927: .

Höhe:.................4684 m

(bisher Italien, Passaleva: 3261 m). Der Deutsche Luftrat hat folgende Flugleistungen als deutsche Rekorde anerkannt:

Klasse D, Segelflugzeuge: Segelfluggelände Marienburg/Westpreußen : Ferdinand Schulz auf Segelflugzeug „Westpreußen", am 20. September 1927: Dauer mit Rückkehr zum Startplatz: 1 Std. 34 Min. am 3. Oktober 1927:

Dauer mit Rückkehr zum Startplatz: 1 Std. 36 Min. 3 3,2 Sek. Leichtflugzeuge, Klasse C und C bis, I. Kategorie, Zweisitzer bis 400 kg:

Josef Bohne, Fluggast Reinhold Lofink auf „Sausewind" Bäumer B IV niit Wright Qale L. 4-Motor zu 60 PS, in Hamburg-Fuhlsbüttel, am 9. Oktober 1927. Höhe :.................. 5 6 8 0 m

In Abänderung der in unserer Bekanntmachung, H. 18, S. 246, enthaltenen Mitteilung der F.A.I. teilt diese uns mit, daß infolge der lebenslänglichen Dis-

Qualifizierung des Flugzeugführers C a 11 i z o , der am 30. Oktober 1923 durch Sadi-Lecointe auf Nieuport-Delage, 300 PS Hispano-Suiza-Motor, aufgestellte Höhenweltrekord mit 1 1 14 5m als für die Klasse C noch bestehend anzusehen ist. Betr.: Disqualifikationen:

Die Frankfurter Rundflug G. m. b. H., Frankfurt a. M., Flugplatz, und ihr Geschäftsführer, Herr Kelting, werden ab 1. Nov. 1927 auf sechs Monate, also bis 1. Mai 1928, disqualifiziert wegen nichtgenehmigter Veranstaltung eines genehmigungspflichtigen, noch dazu beschränkt internationalen Schauflugtages und wegen mehrfacher, den Tatsachen nicht entsprechender Mitteilungen in Sachen dieser Veranstaltung.

Deutscher Luftrat Der Vorsitzende: i. A. v. Tschudi.

Mitteilungen des Deutschen Luftrats. Betr. Weltrekorde:

Die Föderation Aeronautique Internationale (F. A. I.) hat gemäß Schreiben vom 2.11.27 folgende Flugleistung als Weltrekord anerkannt:

Klasse C, Leichtflugzeuge, 1. Kategorie (Zweisitzer unter 400 kg):

Deutschland

Joseph Bohne mit Fluggast Reinhold Lofink auf „Sausewind" Bäumer B IV, Motor Wright L. 4 zu 60 PS, in Hamburg-Fuhlsbüttel am 9.10.27: Höhe: 5680 m.

Der Vorsitzende. I.A.: v. Tschudi.

Ausschreibung für den Einzelwettbewerb Hindenburg-Pokal des Deutschen Luftfahrt-Verbandes § 1. Veranstalter.

Der Deutsche Luftfahrt-Verband und der Ring der Flieger schreiben mit Genehmigung des Deutschen Luftrates einen Wettbewerb für die wertvollste deutsche Sportflugleistung des Jahres mit Leichtflugzeugen aus.

§ 2. Ort und Zeit des Wettbewerbs. Der Wettbewerb ist örtlich nicht gebunden. Er soll in der Zeit vom 1. Oktober 1927 bis 30. September 1928 ausgeflogen werden.

§ 3. Schriftwechsel. Der Schriftwechsel bezüglich des Wettbewerbs ist mit der Geschäftsstelle des Ausschusses für Motorflugzeuge des D. L. V., Berlin W 35, Blumeshof 17, zu führen. Telegrammadresse: Luftsport Berlin, Telephon: Lützow 2412.

§ 4. Preis. Hindenburgpokal mit Zusatzprämie von 10 000 RM. § 5. Bedingungen für die Zulassung. Der Wettbewerb ist national. Flugführer und Flugzeuge müssen in Deutschland behördlich zugelassen sein.

a) F 1 u g f ü h r e r und Orte r. Flugführer haben deutsche Nationalität nachzuweisen. Der Preis kann auch solchen Flugführern zugesprochen werden, welche nachweislich längere Zeit die deutsche Staatsangehörigkeit besessen haben und diese auf Grund des Friedensvertrages verloren haben.

Flugführer und Orter müssen Mitglieder von Vereinen des D. L. V. sein. Sie dürfen seit dem 1. April 1927 nicht Berufsflieger gewesen sein. Als Berufsflieger sind diejenigen Flugführer anzusehen, die nach dem 1. April 1927 in ihrer Eigenschaft als Flugführer zur Zuständigkeit der Berufsgenossenschaft für Feinmechanik und Elektrotechnik oder der Genossenschaft für die Reichsunfallversicherung der Fahrzeug- und Reittierhaltungen gehört haben. Ausgeschlossen sind ferner persönlich tätige Teilhaber oder Angestellte eines mit Ausübung der Motorluftfahrt sich befassenden Unternehmens.

b) Flugzeuge.

Zugelassen sind Einsitzer bis zu einem Rüstgewicht von 200 kg, Mehrsitzer bis zu einem Rüstgewicht von 300 kg.

Die Flugzeuge müssen in Deutschland gebaut und Eigentum des D. L. V., eines D. L. V. - Vereines oder eines Mitgliedes eines solchen sein. Ausgeschlossen sind Flugzeuge im Eigentum einer gewerbsmäßig Luftfahrt treibenden oder Flug-

zeuge bauenden Firma, gleichgültig, ob sie eine juristische oder natürliche Person ist.

c) Motoren. Ausländische Motoren können zugelassen werden.

§ 6. Leistungen.

Es werden gefordert: sportliche Leistungen, die entweder im Einzelflug oder im gemeinsamen Flug für das Ansehen des Deutschen Flugsports am wertvollsten sind. Die Entscheidung, welche Leistung die wertvollste ist, steht dem Preisgericht zu.

§ 7. Beurkundung.

Der Nachweis der Leistungen ist zu führen durch: Beurkundung durch vom Luftrat anerkannte Sportzeugen oder der Luftpolizei, andere amtliche Organe und gegebenenfalls durch Höhenschreiber, die gleichfalls durch Sportzeugen oder die Luftpolizei abgenommen sein müssen. Die Höhenschreiber müssen den Bedingungen der F. A. I. entsprechen. Durch Beurkundung dürfen dem Veranstalter keine Kosten entstehen.

§ 8. Haftpflicht des Veranstalters.

Der Veranstalter haftet nicht für Schäden, die seine Organe und deren Gehilfen dem Bewerber mittelbar oder unmittelbar verursachen.

§ 9. Einreichung der Beurkundungen.

Jeder Bewerber hat innerhalb einer angemessenen Mindestzeit nach Beendigung seines Fluges die Beurkundung einzureichen. Außer der Beurkundung der Flugleistungen sind Unterlagen beizubringen, aus denen die Erfüllung der in § 5 niedergelegten Bedingungen zweifelsfrei hervorgeht. Die Urkunden müssen bis zum 10. Oktober 1928 eingereicht sein. Im Unmöglichkeitsfalle kann das Preisgericht Ausnahmen bewilligen. Als Zeit für die Absendung der Beurkundung gilt die Zeit des Poststempels. (Am 15. Oktober tritt der Beirat zusammen, am 30. Oktober 1928 das Preisgericht.)

§ 10. Preisgericht.

Der Zuspruch des Preises erfolgt durch ein Preisgericht, das sich wie folgt zusammensetzt:

1. ein Vertreter des Herrn Reichspräsidenten, 2. Herrn Staatsminister a. D. Dominicus, 3. Herrn Bolle.

Das Preisgericht fällt seinen Zuspruch nach Anhören des Beirats, der sich zunächst zusammensetzt aus:

1. Herrn Dr. Schmiedel, 2. Herrn Dr. Madelung, 3. Herrn Baur de Betaz, 4. Herrn Loerzer, 5. Herrn v. Schröder, 6. Herrn Keller (Alfred), 7. Herrn Schwartz, 8. Herrn v. Linsingen.

Der Beirat ist berechtigt, sich fachkundige Mitglieder zuzuwählen. Der Beirat tritt am 15. Oktober 1928 zusammen und hat dem am 30. Oktober 1928 zusammentretenden Preisgericht seine Vorschläge zu unterbreiten. Den Ehrenpreis erhält der Führer, den Geldpreis der Flugzeugbesitzer. Falls nach Ansicht des Preisgerichts keine preiswürdige Leistung vorliegt, kann Preiszuspruch versagt werden.

§ 11. Berufung.

Die Entscheidung des Preisgerichts ist endgültig. Ein Rechtsmittel dagegen, insbesondere Anrufung des ordentlichen Gerichts, ist nicht zulässig. Nur in dem Falle des Zuspruchs des Preises unter einer tatsächlich unrichtigen Voraussetzung ist eine Berufung an den Deutschen Luftrat zulässig. Die Berufung kann von jedermann eingelegt werden; sie ist nur wirksam, wenn sie bis zum 10. Tage nach dem Tage der ersten Veröffentlichung der Entscheidung des Preisgerichts bis 12 Uhr mittags beim Luftrat eingegangen ist und wenn ihr eine Berufungsgebühr von 100.— RM beigefügt ist. Die Berufungsgebühr wird an die Luftfahrerstiftung e. V. abgeführt wenn der Berufung nicht stattgegeben wird. Hat die Berufung Erfolg, so werden die 100.— RM an den Einleger der Berufung zurückgesandt. Ein Rechtsmittel gegen die Entscheidung des Luftrates ist nicht zulässig. Hebt der Luftrat die Entscheidung des Preisgerichts auf Grund der Berufung auf, so hat das Preisgericht erneut über die Zuerteilung des Preises zu entscheiden. Bezüglich dieser nQuen Entscheidung des Preisgerichts gelten im übrigen die Bestimmungen dieses Paragraphen.

Deutscher Luftfahrt-Verband E. V.

Literatur.

(Die hier besprochenen Bücher können von uns bezogen werden.)

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