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Zeitschrift Flugsport, Heft 18/1937

Auf dieser Seite finden Sie das komplette Heft 18/1937 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 Zeitschrift und Anzeiger für das gesamte Flugwesen

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

Telef.: 34384 — Telegr.-Adresse: Ursinus — Postscheck-Konlo 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. 18

1. September 1937

XXIX. Jahrgang

Die nächste Nummer des „Flugsport" erscheint am 15. September 1937

Hohe Schule im Flugwesen.

Die letzten fliegerischen Ereignisse haben blitzartig den Stand der Entwicklung von Flugzeug und Besatzung in verschiedenen Ländern erkennen lassen. Es hat sich so recht gezeigt, daß man nach einer einmalig erreichten Leistung, selbst wenn es ein Rekord ist, auf den Stand der Entwicklung bzw. Leistungsfähigkeit nicht schließen kann. Mit einzelnen Höchstleistungen kann man nicht viel anfangen. Die Hauptsache ist, daß die Leistungen mit nicht überzüchteten Maschinen in größerem Durchschnitt erreicht werden. Diese Bedingung ist gleichzeitig auch Bedingung für die Sicherheit, welche sowohl von Kriegsais auch Verkehrsmaschinen gefordert werden muß. Hierzu ist aber Vorbedingung, daß die Besatzung auf einen höchsten Stand in rein fliegerischer und technischer Ausbildung gebracht wird. Mit einer oberflächlichen Kenntnis von Blindflug, Navigation, Funkbetrieb kann das Ziel nicht erreicht werden. Nur hohe Schule und viel Uebung auf den verschiedensten Sondergebieten gestatten die Erreichung des Zieles.

Luftrennen Istres—Damaskus—Paris.

Das ursprünglich als Erinnerungsflug an die erste Atlantiküber-querung von New York nach Paris, die Lindbergh im Mai 1927 mit seinem Ryan-Hochdecker und einem Wright „Whirlwind" von 220 PS ausführte, gedachte Flugzeugrennen New York—Paris hat seit Bekanntwerden der ersten Ausschreibung mehrere Wandlungen erfahren. Zunächst wurde der Termin für die Durchführung des Fluges verlängert. Da die in großer Aufmachung angekündigten Konstruktionen verschiedener Teilnehmer nicht rechtzeitig fertig wurden, ging man von dem gleichzeitigen Start ab und setzte die Preise für die schnell-sten Flüge innerhalb der

Streckenkarte des Luftrennens Istres—Damaskus—Paris.

Diese Nummer enthält Patent-Sammlung Nr. 9.

Vor dem Start in Istres bei Marseille. Im Vordergrund die 6 italienischen Savoia-Marchetti-Maschinen während des Tankens. Bild: Archiv Flugsport

Zeit von Mai bis August 1937 aus. Kurz vor Nennungsschluß liefen dann auch 21 Meldungen ein, die wir auf S. 255 veröffentlicht haben. Nachdem die Amerikaner immer deutlicher durchblicken ließen, daß sie für den ihrer Ansicht nach gefährlichen und kaum nutzbringenden Flug keine Starterlaubnis erteilen würden, schrieb das französische Luftfahrtministerium das Rennen Istres—Damaskus—Paris als Ersatz aus, wobei die früheren Meldungen Gültigkeit behielten.

Der Wettbewerb fand nun am 20./21. 8. statt und endete mit einem überlegenen Siege der Italiener. Nachdem die Neukonstruktionen der Franzosen erst einige Tage vor dem Start die ersten Versuchsflüge durchgeführt hatten und damit verständlicherweise für eine solche Veranstaltung nicht reif waren, scheiterte auch die Teilnahme von Mattern-Amerika (Lockheed) und Papana-Rumänien (Bellanca) an der Verweigerung der Starterlaubnis für die Ueber-führung nach Paris. Der Burnelli-Lizenzbau „Clide-Clipper" der Scottish Aircraft Co. wurde nicht rechtzeitig fertig. Mithin starteten nur die Italiener, ein Engländer und einige Ersatzmaschinen der Franzosen.

Die Sieger, Cupini-Paradisi auf Savoia-Marchetti „S. 79", legten die Etappe Istres—Damaskus (2920 km) mit einer Geschwindigkeit von 424 km/h zurück (Gesamtdurchschnitt 353 km/h). Die beiden folgenden Mannschaften, Eiori-Lucchini und Biseo-Mussolini, ebenfalls auf Savoia „S. 79", lagen bereits in Damaskus weit vor den übrigen Teilnehmern und erreichten 345 und 343 km/h. Als Vierter kam Clouston-England auf seinem de Havilland „Cooiet", der 1934 das England-Australien-Rennen gewonnen hatte, mit 314 km/h an. Auf dem fünften Platz endeten die Franzosen Codos-Arnoux auf einem zweimotorigen Tiefdecker Breguet „Fulgur" mit 294 km/h. Die vierte Savoia „S. 79" erreichte 286 km/h, während eine Maschine des gleichen Typs in Damaskus aufgab. Die neue viermotorige „Bloch 160" belegte unter Frangois mit 273 km/h den 7. Platz. Den Schluß bildeten die fünfte Savoia mit 162 und die viermotorige Farman mit 147 km/h.

Besonders beachtenswert ist der Hinflug der Italiener, wobei die ersten 6 Maschinen mehr als 400 km/h Durchschnitt erreichten. Auch die siebente und achte lagen mit 398 bzw. 348 km/h noch weit vor den übrigen Teilnehmern. Infolge des Westwindes waren auf dem Rückflug die Zeiten etwas höher. Ohne den Aufenthalt in Damaskus

Savoia-Marchetti „S. 79". Drei Motoren von je 750 PS in 3400 m Höhe. Spannweite 21,6 m, Leergewicht 6500 kg, Finggewicht 13 500 kg, Flächenbelastung 221 kg.'m2, Sicherheit dabei 7, Gipfelhöhe mit voller Zuladung 3500 m, Höchstgeschwindigkeit mit 4 t Zuladung 450 km/h. Typenbeschreibung der „S. 79" für Verkehr s. „Flugsport" 1935, S. 50. Werkbilder

errechnet sich für den Sieger eine mittlere Fluggeschwindigkeit von 371 km/h,

Durch den Sieg der Italiener fielen alle drei vom französischen Luftfahrtministerium ausgesetzten Preise in Höhe von 3 Mill. Fr. an das Ausland. Die Preissumme wurde inzwischen von den Siegern einem Fonds zur Unterstützung verunglückter französischer Flieger überwiesen.

Caproni-Mehrzweckflugzeug „Ghibli".

Der freitragende zweimotorige Tiefdecker stellt eine Weiterentwicklung des Baumusters „Borea" dar, das wir 1936 auf S. 183 besprochen haben.

Flügel in einem Stück gebaut. Zwei Holme, Sperrholzbeplankung, teilweise Stoffbespannung. Trapezförmiger Umriß mit abgerundeten Enden. An der Hinterkante zwischen Querrudern und Rumpf Landeklappen. I

Stahlrohrrumpf, Vorderteil mit Dur- 4 , -~*"

alumin beplankt, Mitte und Ende stoffbe- "# spannt. Verglaster Rumpfbug mit guter Sicht für den Bombenwerfer. Geschlossener Führerraum mit Doppelsteuerung. FT-Ausrüstung, Luftbildgerät.

Freitragendes Holzleitwerk, Höhenruder mit Trimmklappen.

Einbeinfahrwerk unter den Motoren. Niederdruckbereifung, Bremsen, Radverkleidungen, Spornrolle.

Triebwerk: Zwei luftgekühlte Reihenmotoren „Alfa 115" von je 200 PS, im Flügel gelagert. Zwei Brennstofftanks von zusammen 740 1 Inhalt.

Spannweite 16,2 m, Länge 13,3 m, Höhe 3,27 m, Fläche 38,4 m2, Leergewicht 1800 kg, Fluggewicht 2750 kg, Höchstgeschwindigkeit am

Caproni „Ghibli".

Werkbild

Boden 300 km/h, Reisegeschw. 250 km/h, Landegeschw. 80 km/h. Praktische Gipfelhöhe 5000 m, Reichweite mit voller militärischer Zuladung 1600 km, Steigzeit auf 3000 m 16 Min.

Grumman-Amphibium „G 21".

Mit einem zweimotorigen Wasserlandflugzeug versucht die amerikanische Firma Grumman, die bisher nur Militärflugzeuge herstellte, auch in den freien Markt für Reise- und Verkehrsflugzeuge einzudringen.

In vielen Einzelheiten lehnt sich diese neue Konstruktion an den auf S. 76 dieses Jahrganges besprochenen Marine-Doppeldecker „JF— 1" an.

Der freitragende Flügel ist dreiteilig in Metallbauweise ausgeführt. Das Mittelstück ist fest mit dem Boot verbunden und trägt die beiden Motoren. Der Holm besteht aus einem Kastenträger mit sieben Obergurten und vier Unterzügen. Der Träger beginnt kurz hinter der Nase und endet in 36% der Flügeltiefe. Ein 20 cm beiter Blechstreifen auf der Flügeloberseite ist mit Annietmuttern befestigt und gestattet leichte Sichtkontrolle des Holminnern. Der Flügelhinterteil weist keinen Holm weiter auf, die freitragenden Duralrippen sind stoffbespannt. Landeklappen.

Das Boot besitzt einen gekielten Boden mit zwei Stufen und ist in 6 wasserdichte Räume unterteilt. Es enthält von vorn nach hinten:

Kollisionsraum mit

Ankergeräten, Führersitze, Hauptkabine, Raum für

Gepäck und Waschraum. Der

Einstieg erfolgt durch eine Tür in der linken Rumpfwand. Ein Notausgang befindet sich gegenüber. Zwei Führersitze nebeneinander. Plexiglasscheiben vorn und seitlich. Kabine mit 6 Sitzen, Heizung, Belüftung, Beleuchtung.

Grumman Amphi-bium „G—21".

Zeichnung:: Flugsport

Grumman-Amphibium „G—21". Bild: Aero Di*est

Abgestrebte Höhenflosse, in halber Höhe der Kielflosse gelagert. Ruder Metallgerippe mit Stoffbespannung, Flossen Ganzmetallbau. Trimmklappen an beiden Rudern.

Einziehfahrwerk mit Parallelogrammführung. Das Einziehen geschieht von Hand über ein Schneckengetriebe in etwa 12 Sekunden. Die Räder behalten während der Bewegung ihre senkrechte Stellung und verschwinden in Aussparungen der Bootshülle. Das Spornrad wird gleichzeitig mit dem Hauptfahrwerk eingezogen. Es kann in Mittelstellung arretiert werden.

Seitenschwimmer in der üblichen Weise mit zwei senkrechten Streben und sechs Stromliniendrähten am Flügel befestigt.

Triebwerk: zwei Pratt and Whitney „Wasp Junior" von je 450 PS bei 2300 U/min mit 85 Oktan oder 400 PS bei 2200 U/min mit 80 Oktan. Dauerleistung 300 PS bei 2000 U/min. Infolge der hohen Lage der Schraubenachsen können die Motoren näher zusammengerückt werden als der Rumpfbreite entspricht. Die Verbesserung der Flugeigenschaften durch Kleinhalten des Kursmomentes bei Ausfall eines Motors kommt in der Gipfelhöhe von 4250 m mit einem Motor zum Ausdruck. NACA-Verkleidungen, zweiflügelige Versteilschrauben.

Spannweite 15 m, Länge 11,7 m, Höhe 3,75 m, Fläche 35 m2, Leergewicht 2410 kg, Fluggewicht 3400 kg, Flächenbelastung 97 kg/m2, Leistungsbelastung 4,25 kg/PS, Höchstgeschwindigkeit am Boden 314 km/h, in 1500 m Höhe 330 km/h, Reisegeschw. am Boden 282 km/h, in 1500 m 296 km/h, in 2900 m 308 km/h, Landegeschw. 97 km/h, Steig-geschw. 7,55 m/sec, Gipfelhöhe absolut 7900 m, praktisch 7300 m, Reichweite mit 75% Volleistung am Boden 1160 km, in 1500 m 1220 km, in 2900 m 1280 km, mit 46% Leistung in 1500 m 1850 km.

Boeing-Flugboot „314".

In Heft 12 dieses Jahrganges brachten wir eine Beschreibung der beiden im Bau befindlichen Landverkehrsflugzeuge Douglas „DC 4" und Boeing „307". Die letztgenannte Firma arbeitet gleichzeitig an einem Großflugboot, von dem sechs Maschinen von der Luftverkehrsgesellschaft Pan American Airways in Auftrag gegeben wurden.

Der freitragende Hochdecker ähnelt bis auf die Flossenstummel stark dem Empire-Flugboot von Short. Flügel trapezförmig, geringe V-Form. Ganzmetallbauweise. Das Boot weist, wie zahlreiche andere neuere Konstruktionen, über den größten Teil seiner Länge gleichbleibenden Querschnitt auf. Die Raumaufteilung sieht zwei getrennte Decks vor, das obere für Besatzung, Fracht, Post und Gepäck, das

Hauptholm des Flugbootes „Boeing 314". Links davor der Holm eines Jagdeinsitzers. Werkbild

untere für die Fluggäste. Im Tagdienst können 72, bei Nachtflügen 40 Passagiere untergebracht werden. Die Besatzung besteht aus 8 Mann.

Zur Stabilisierung auf dem Wasser dienen Flossenstummel, die an den Enden verdickt sind, ähnlich dem Flugboot „521" von Latecoere. Nur sind hier die Wülste über der Flosse angebracht, während sie dort darunter liegen.

Freitragendes Leitwerk, einfache Kielflosse, beide Ruder mit Trimmklappen. Höhenruder geteilt.

Triebwerk: Vier 14-Zylinder Wright „Cyclone" von je 1500 PS Startleistung nebeneinander im Flügel. NACA-Verkleidung, dreiflüge-lige Verstellschrauben. Durch einen Kriechgang sind die Motoren im Fluge zugänglich.

Spannweite 46,4 m, Länge 33,3 m, Höhe 8,5 m, Höchstgeschwindigkeit 320 km/h, Reichweite mit 23 000 1 Brennstoff 8000 km (ohne Nutzlast), Fluggewicht 37 t.

Fallschirm-Sprungtürme.

In allen Ländern sind Bestrebungen im Gange, die Ausbildung im Fallschirmspringen mit geringsten Kosten und Gefahren durchzuführen. Ausgehend von Rußland, fanden die Sprungtürme in den letzten Jahren in Frankreich, den Vereinigten Staaten, der Tschechoslowakei usw. Eingang. Neben dem eigentlichen Ziel, der Vorbereitung der Militärflieger auf den Absprung in kritischen Fällen oder der Ausbildung besonderer Fallschirmtruppen, die hinter den feindlichen Linien abgesetzt werden sollen, um dort durch Einzelaktionen die Zerstörung von Industrie- und Verkehrsanlagen vorzunehmen, werden neuerdings derartige Türme auch zu Vergnügungszwecken erstellt. Wir bringen nachstehend einige Aufnahmen von Türmen, die von der American Arma-ment Corporation erbaut wurden.

Abb. 1 zeigt eine in Chikago in einem Vergnügungspark aufgestellte Anlage. Der Absprung erfolgt dabei nicht frei, der Schirm ist vielmehr in einem Ring aufgehängt und während des Abstieges gefesselt. Kurz über dem Boden wird der Fall an der Winde für die Halteseile abgebremst, um ein hartes Aufsetzen zu vermeiden. Wie auch aus Abb. 2 hervorgeht, sitzt der Abspringende auf einem Brett. Da die Sinkgeschwindigkeit durch die Fesselung geregelt werden kann, ist es möglich, auch mehrere Personen mit einem Schirm springen zu lassen.

Abb. 1. Sprungturm in einem Vergnü- Abb. 2. Doppelabsprung am gefesselten Schirm gungspark in Chicago. mit Sitz.

Abb. 3 und 4 zeigen die Aufhängung des verpackten Schirmes an den vier senkrechten Führungsdrähten.

Abb. 3. Schirm verpackt, an vier senk- Abb. 4. Absprung gefesselt,

rechten Leitdrähten gefesselt.

Abb. 5. Freier .Absprung kurz, nach dem Auslösen. Abb. 6. Aufziehen des Schirmes nach Bilder: Letecti einem freien Absprung.

Abb. 7. Freier Absprung kurz nach dem Lösen des

Schirmes vom Ring. Bilder: Letectvi

In Abb. 5 sieht man einen gefesselten Absprung im Augenblick der Oeffnung des Schirmes. Nach der Gewöhnung an die Fallbewegung durch einige Absprünge mit gefesseltem Schirm geht man zum freien Sprung über. Der Schirm ist in geöffnetem Zustand an einem Ring aufgehängt und wird entweder mit oder ohne diesen fallen gelassen, wobei eine seitliche Führung während des Falles nicht vorhanden ist. Abb. 6 zeigt das Aufziehen des Schirmes ohne Führung, Abb. 7 gibt den Absprung kurz nach dem Auslösen des Schirmes vom Ring wieder.

Muskelkraftflug. Einfluß der Flughöhe auf d. Flugstrecke.

Es ist von früheren Versuchen mit überlasteten Langstreckenflugzeugen her bekannt, daß ein bestimmtes Gewicht mit einer gegebenen Motorleistung zwar vom Boden abgehoben werden kann, daß aber ein Flug nur in ganz geringem Abstand vom Boden möglich ist. Die Ursache dieser Erscheinu

liegt vorzugsweise in der Beeinflussung des induzierten Widerstandes durch die Bodennähe.

0,6

Abb. 1. Aenderung des induzierten Widerstandes mit dem Bodenabstand der Tragfläche (b = Spannweite, h = Abstand der Flügelsehne vom Boden, cwi = induzierter Wider- Q2 stand in der freien Atmosphäre, cwi' = induzierter Widerstand in Bodennähe).

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Abb. 2. Verlauf des Leistungsbedarfes an der Propellerwelle und prozentuale

Leistungsersparais mit abnehmender Flughöhe.

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Heft 2 der Göttinger Lieferung enthält einen Beitrag von C. Wie-selsberger, in dem die Verminderung des induzierten Widerstandes in Abhängigkeit vom Verhältnis des Abstandes der Tragfläche vom Boden zur Spannweite angegeben ist. Windkanaluntersuchungen zeigten gute Uebereinstimmung der gemessenen mit den errechneten Werten. Betrachtet man anhand dieser Unterlagen die beiden bisher bekannten Muskelkraftflugzeuge von Haeßler-Villinger und Bonomi, so zeigt sich ein bedeutender Einfluß der Flughöhe auf die größtmögliche Flugstrecke. Abb. 1 gibt die Abhängigkeit des induzierten Widerstandes vom Verhältnis h/b (h = Abstand der Flächensehne vom Erdboden, b = Spannweite) wieder. Legt man die auf S. 325 dieses Jahrganges veröffentlichten Polaren der beiden Maschinen zugrunde und vermindert man den induzierten Widerstand stufenweise, dann läßt sich für jede Flughöhe eine neue Polare zeichnen. Da sich der Auftriebsbeiwert des geringsten Leistungsbedarfes im Verlaufe dieser Aenderung nur wenig verschiebt, genügt es, nur einen Punkt der Polare zu betrachten, wir greifen ein ca = 1,1 heraus und errechnen hierfür die zum Schweben erforderliche Leistung. Mit den auf S. 325 angegebenen Zahlenwerten ergeben sich die in Abb. 2 oben dargestellten Kurven. Es ist zu beachten, daß der Punkt 0=0 der auf dem Boden stehenden Maschine entspricht. In diesem Zustand ist der Abstand h, wie er in Abb. 1 benutzt ist, bei dem Flugzeug von Haeßler-Villinger etwa 1 m und bei dem von Bonomi rd. 1,5 m.

Die beiden Kurven der Abb. 2 zeigen die zunehmende Verringerung des Leistungsbedarfes mit abnehmender Flughöhe. In den beiden unteren Linien kommt die prozentuale Verminderung zum Ausdruck. Bei der praktisch anwendbaren Flughöhe yon 0,5—1 m beträgt die Ersparnis etwa 20%. '

Für die Ermittlung des Einflusses auf die Flugstrecke benutzen wir die Leistungskurve eines trainierten Radfahrers, die in ihrem Verlauf der auf S. 25 der Mitteilungen des Muskeiflug-Institutes*) wiedergegebenen Kennlinie eines Nichtsportiers ähnlich ist. Die Werte für die Beinleistung liegen um etwa 20%, diejenigen für Arme und Beine zusammen um knapp 10% höher. Das Ergebnis dieser Rechnung gibt Abb. 3 für das Flugzeug H.-V. wieder. Die Verlängerung der Strecke durch Niedrig-Fliegen ist über Erwarten groß. Bei Beinarbeit steigt der Flugbereich von 360 m in der freien Atmosphäre auf 510 m bei 1 m Bodenabstand. Der Grenzwert liegt bei 625 m, dabei müßte allerdings die Kufe fast auf dem Boden schleifen. Arbeitet der Pilot mit Armen und Beinen, dann könnte er in größerer Höhe 670 m, direkt am Boden fast 1200 m weit fliegen. Dieser Unterschied würde noch größer, wenn man einen Tiefdecker benutzen würde, der bei gleichem Mindestabstand zwischen Kufe und Erdboden öinen kleineren Wert h/b aufweisen könnte. Gropp.

*) S. „Flugsport" 1935, Heft 25.

Abb. 3. Abhängigkeit der Flugstrecke von der Höhe (Flugzeug Haessler-Villinger).

Menschenkraftflug. Ein konstruktiver Beitrag

von Dr.-Ing. Hans Seehase.

Der nachstehende Artikel verdient wegen der darin beschriebenen, vom Verfasser entwickelten Leichtbauweise besondere Beachtung. Wenn auch zur Zeit ein Vergleich mit einer Normalkonstruktion wegen des Bruches der Maschine nicht möglich ist, so wäre es doch von Interesse, an Hand von Untersuchungen eines in dieser Bauart hergestellten Tragwerkes die Entwicklungsmöglichkeiten in bezug auf die aerodynamische Güte zu bestimmen. Die Red.

Die bisher bekanntgewordenen Versuche zur Lösung des Menschenkraft-fluges zeigen alle eine Ueberschätzung der menschlichen Leistung oder deren unrichtige Verwertung. Heute kennen wir aus Veröffentlichungen des „Flugsport" brauchbare Zahlen, die sich mit den von Haeßler bekanntgegebenen und. mit meinen unabhängig davon gewonnenen im wesentlichen decken. Wer diese beschränkte Leistung ökonomisch verwerten will, sollte nicht nur mit diesen Zahlen rechnen, sondern diese Leistung selber in einem geeigneten Prüfstand messend verbrauchen. Fahrten auf einem Fahrrad sind hierzu nicht geeignet, da der Antrieb eines Fahrrades nicht eine gleichmäßig andauernde Leistungs-abgabe erfordert. Ohne diese praktischen Versuche gelangt man durch Zufallserfolge und eigenes Kraftbewußtsein leicht zur Unterschätzung der wirklichen Schwierigkeiten. Auch mir ist es mit einem roh zusammengebauten leichten Segelflugzeug (MD 1) mit Propellerantrieb so ergangen. Da das Leergewicht über 75 kg betrug, Antrieb und Propeller normaler Ausführung benutzt werden, gelang trotz Leistungsabgabe bis zur katastrophalen Erschöpfung nur ein „Segeln mit Propellerbegleitung". Ein zur Klärung gebauter Prüfstand zeigte dann, daß die menschliche Leistung zu klein zum Antrieb eines normalen Segelflugzeuges ist, und daß sie daher mit höchstem Wirkungsgrad umgesetzt werden muß. Dies erfordert:

a) Verbesserung des mechanischen Wirkungsgrades des Getriebes,

b) Verbesserung des Propellerwirkungsgrades,

c) Entwurf einer neuen Steuerung, durch welche die Kraftabgabe nicht beeinträchtigt wird.

Mit bekannten Einrichtungen waren diese Forderungen nicht zu erfüllen, da gleichzeitig ein möglichst geringes Gewicht Voraussetzung ist. Die von mir geschaffenen neuen Lösungen werden nachstehend begründet.

a) Verbesserung des mechanischen Wirkungsgrades des Getriebes*).

Die Raumanordnung für das Getriebe ist deshalb besonders ungünstig, weil der Pilot im Flugzeug nach vorn sehen und sitzen muß, so daß sich die Tretkurbelachse windschief im Raum mit der Propellerachse kreuzt. Bodenabstand und Radius des Propellers erfordern verhältnismäßig große Bauhöhe. Dies bedingt wenigstens zwei Kegelräderpaare und, wegen der zunächst versuchsmäßig noch erforderlichen Schwerpunktverschiebung des Piloten und leichter Aenderung des Uebersetzungsverhältnisses zwischen Tretkurbel und Propellerachse, noch einen Kettentrieb. Diese im „M D 1" versuchte Anordnung ergab vom Pedal bis Propellerachse einen Wirkungsgrad von 0,74%. Derselbe könnte durch sorgfältige Ausbildung und Lagerung der Zahnräder noch etwas verbessert werden; der hierfür erforderliche starre Einbau würde aber zuviel Gewicht erfordern. Bei dem gewählten Fahrradsitz des Piloten sind einschließlich Umlenkung fast 2 m Entfernung zu überbrücken. Da der Propellerwirkungsgrad mit 0,8 schon als günstig angesehen werden kann, ergab sich ein Gesamtwirkungsgrad von 0,74:8 = 0,59; das bedeutet einen Verlust von über 40% der Leistung! Da nun aber die Dauerleistung des Menschen kaum ¥2 PS beträgt, ständen bei diesem Wirkungsgrad nur 0,3 PS zur Verfügung, womit ein Flug, selbst bei günstigster Ausbildung der bisher gebräuchlichen Flugzeugformen, nicht möglich ist. Bei einer möglichen Spurtleistung von 1,3 PS, die ein trainierter Mensch für einige Sekunden aufbringen kann, würden bei diesem Wirkungsgrad nur ungefähr 0,75 PS zur Verfügung stehen, die gerade die Schwebeleistung eines günstig gebauten Flugzeuges für diese kurze Zeit decken würde; für einen Start würden sie nicht ausreichen.

Der Einbau eines gekreuzten Riementriebes, der baulich am einfachsten aussieht, schied aus, da Theorie und Messung zeigen, daß bei den mit einfachen Mitteln anzuwendenden Umlaufgeschwindigkeiten und Vorspannungen der Wirkungsgrad auch in den obengenannten Grenzen bleibt. Ich habe daner die nachstehend beschriebene, völlig neue Anordnung geschaffen, die einen Wirkungsgrad von 0,975 ergab.

Bild 1 zeigt eine Systemskizze des neuen Antriebes. Die Propellerwelle ist mit zwei um ca. 90° versetzten Kurbeln versehen, welche von Schubstangen angetrieben werden. Diese Schubstangen werden von einer zweifach gekröpften Kurbelwelle angetrieben, deren Kurbeln ebenfalls um ca. 90° versetzt sind. Beide Kurbelachsen kreuzen sich windschief im Raum. Es handelt sich also um einen zwangsläufigen räumlichen Kurbeltrieb, der in jeder Lage vorwärts und rückwärts gedreht werden kann. Nach bekannten Gesetzen der Kinematik könnte dieser Trieb eigentlich nicht richtig arbeiten, da die beiden Schubstangen in den verschiedenen Kurbelstellungen dauernd wechselnde, verschiedene Längen annehmen müßten. Durch Wahl der Abmessungen und besondere elastische Glieder in den Schubstangen wird dieser Ausgleich geschaffen. Diese elastischen Glieder ermöglichen auch in einfachster Weise das erforderliche räumliche Pendeln der Schubstangen.

Bild 2 zeigt diesen jetzt von Continental als Normalstück hergestellten Gummipuffer (Nr. B. 25/20). Die zylindrische Gummischeibe ist fest auf die Platten p auf vulkanisiert; die Haftung ist so groß, daß die Puffer, wie in Bild 3 gezeigt, auf1 die doppelte Länge gestreckt werden können (von 25 auf 50 mm), ohne daß' der Gummi abreißt. Bei meiner Anordnung dehnen sich die Pfuffer jedoch nur um wenige Millimeter. Die hierbei geweckten elastischen Kräfte sind nicht verloren, da sie beim Druckwechsel wiedergewonnen werden. Diese elastische Bewegung des Schubstangenkopfes ist in Richtung der Schubstangenachse unbehindert möglich. Ein seitliches Ausknicken des Gummipuffers wird durch die angeordneten starren Führungen verhindert, zwischen denen der Klotz des Lagers mit etwa Y2 mm Spiel gleiten kann, (Bild 4 und 5). Die Propellerwelle und die untere Kurbelwelle sind dreifach in Kugellagern gelagert, die als frei-bewegliche Pendelkugellager (Bild la) ausgebildet sind. Die Kugellager sind besonders kräftig gehalten und auf leichten Gang geprüft. Die Wellenzapfen der Kurbelwelle sind auf einen möglichst kleinen Durchmesser (12 mm) beschränkt; die Lagerschalen aus Bronze sind sorgfältig eingeschliffen und mit Oelführung versehen. Durch diese Anordnung und die Gummipuffer werden die unvermeidlichen Formänderungen des Rumpfes auf das Triebwerk unschädlich gemacht, so daß die Lager trotz ihrer Verschiebung und

Elektron

Bild 1. Perspektivische Darstellung des Antriebes. Bild la bis 8. Schema des Pendelkugellagers in Bild 1, 2 u. 3. Elastische Kupplung der Stoßstangen („Conti-Schwingmetall"). 4. Schubstange in Metallausführung. 5. Schubstange in Holzausführung. 6. Schema

Pendel kugellager

der Zahnkette. 7.

Ringlager

- Schema Elektron Eisen

Lagerung der Tretkurbel. 8. Pedal.

Winkelneigung (auch infolge Durchbiegung der Achsen) leicht laufen; auch die stark schwankenden wechselnden Stöße der Beine und der rotierenden Massen werden gemildert. Der Antrieb der unteren Kurbelwelle erfolgt durch eine Spe-zialzahnkette (Bild 6; mit derartigen Ketten kann man Wirkungsgrade bis 0,99 erreichen; einfache Fahrradketten haben nur ca. 0,92 Wirkungsgrad!), deren Glieder und Zahnräder gehärtet und sorgfältig eingeschliffen sind. Die Zahnräder sind auswechselbar, um die günstigsten Betriebsbedingungen (Anpassung an die Eigenschaften des Piloten, veränderte Propellersteigung und Geschwindigkeiten) einstellen zu können. Für Tretkurbel (Bild 7) und Pedalachse (Bild 8) wurden statt der sonst üblichen Konuslager Ringlager eingebaut, die einen geringeren Reibungswiderstand haben.

Der Tretkurbelantrieb hat einen sehr großen Ungleichförmigkeitsgrad, der die Anordnung einer stark ausgleichend wirkenden Schwungmasse erfordert. Der Propeller soll ja ständig eine möglichst gleichförmige Zugkraft abgeben, was nur möglich ist. wenn seine Umlaufszahl wenig schwankt. Hier zeigt sich der bereits erwähnte Unterschied gegenüber dem Fahrradbetrieb, bei welchem (unmerklich) die „Masse" des Fahrers den Massenausgleich übernimmt. Anordnung schwerer Massen als Schwungrad ist beim Muskelkraftflugzeug nicht zulässig. Zwecks Ausschaltung des toten Gewichts eines Schwungrades wurde ein besonderer Propeller geschaffen.

b) Verbesserung des Propellerwirkungsgrades*).

Zur Erzielung eines großen Massenträgheitsmomentes, Innehaltung einer für den Wirkungsgrad günstigen Propellerdrehzahl (unter 300 U/min) und leichten Gewichts wurde der neue Propeller mit langen, dünnen, biegsamen Armen versehen, die am Ende breite, schaufeiförmige Blätter tragen (Bild 9). Die Arme sind entgegengesetzt zur üblichen Anschauung aus Eschenholz hergestellt. Diese im Ruhestand zur Aufnahme des Propellerschubes zu schwachen Arme werden bekanntlich durch die von den schwereren Schaufeln geweckten Fliehkräfte (Bild 10) dazu befähigt. Der Anstellwinkel der Blätter kann leicht durch Drehen der Arme in der rohrförmigen Nabe geändert werden. Winkeländerungen in den Grenzen von 0 Grad bis plus 35 Grad wurden erprobt und verursachten kein Flattern. Das Gesamtgewicht des Propellers von 2,860 m Durchmesser beträgt nur 1,6 kg und ergibt, wegen Anordnung der Massen weit von der Drehachse, ein völlig ausreichendes Massenträgheitsmoment, so daß ohne zusätzliche Gewichte der gesamte Antrieb gleichförmig und stoßfrei kraftschlüssig arbeitet. Schon ein leichter Wind vermag den Propeller mit dem ganzen Triebwerk in Bewegung zu setzen.

Die breiten Propellerschaufeln ergeben einen scharf begrenzten, kreisringförmigen Schraubenstrahl, so daß der an sich große Rumpf nur von einem Bruchteil der beschleunigten Luft getroffen wird, (Bild 11).

Der neue Propeller wurde auf einem Prüfstand erprobt, welcher nach Art des oben beschriebenen neuen Getriebes aufgebaut war. Mit der auf Bild 12 dargestellten Anordnung kann die Zugkraft des Propellers mit Gewichten genau abgewogen werden. Das Anheben des Gewichtes wird durch das Aufleuchten einer Lampe angezeigt. Solange die Lampe leuchtet, hat man die Gewißheit, daß die Zugkraft wenig- T stens gleich dem angehängten ' Gewicht ist. Mit Hilfe dieses i Prüfstandes kann man den Ein- I fluß der Umlaufzahl, der An- § Stellwinkel, die Eignung des Pi- * loten usw. gut erproben. Für I den Geradeausflug des geplanten ,

Bild 9 bis 12. 9. Propeller. 10. Kräfteplan für denA! Propeller. I 11. Schematische Vorderansicht des Flugzeuges. 12. Prüfstand für Schubmessungen am Propeller.

Flugzeuges wurde eine Propellerzugkraft von 7% kg rechnerisch ermittelt. Mit dieser Zugkraft wurden die Propeller-Prüfungen durchgeführt. Von untrainierten Personen konnte sie bis 30 sec durchgehalten werden; nach längerem Training konnte diese Leistung bis 1 Min. abgegeben werden. Im allgemeinen trat hierbei Erschöpfung ein, die sich individuell verschieden äußerte (bis zur Bewußtlosigkeit).

Auf dem Prüfstand wurden bei Spurtleistungen (kein Rennfahrer) mit dem neuen Propeller bis 14 kg Zug gemessen.

c) Entwurf einer neuen Steuerung, durch welche die Kraftabgabe nicht beeinträchtigt wird*1").

Im allgemeinen gaben die Prüflinge in der etwas nach vorn geneigten Radfahrstellung die höchste Leistung ab. Andere vollbrachten bessere Leistungen, wenn sie aufrecht saßen und sich mit den Armen nach oben abstützten. Die von Ursinus festgestellte Mehrleistung in liegender Stellung wurde nicht erkannt, da in dieser Stellung ein rasches Ermüden der Beine auftrat (wahrscheinlich wohl wegen mangelnden Trainings in dieser Lage). Aus diesem Grunde wurde die Radfahrstellung für die weiteren Versuche beibehalten. Die auf dem Prüfstand gemessene Höchstleistung könnte zwar mit Hilfe des gleichen Antriebes und entsprechend verändertem Anstellwinkel des Propellers auch im Flugzeug erzielt werden. Jedoch werden beim Flug an den Piloten noch andere Anforderungen gestellt, so daß er erst nach sehr langer Gewöhnung, steuernd in schwankendem Flugzeug, seine volle Leistung wird abgeben können. Da er die Hände sowohl zum Steuern als auch zum Ausgleich und Gegenhalt seiner Beinkräfte braucht, würde er bei normaler Steuerung schon aus diesem Grunde eine verminderte Leistung abgeben müssen. Um diese Störung auszuschalten, wurde die neue, nachstehend beschriebene Steuerung entwickelt (Bild 13). Hierbei kann der Pilot wie beim Radfahren die Hände fest um die Griffe klammern und sich in gewohnter Weise abstützen. Der Lenker ist, wie bei einem Fahrrad, nur horizontal drehbar; jeder Griff ist außerdem noch um seine Längsachse drehbar. Diese drei Bewegungen werden für eine sinngemäße Steuerlegung, wie folgt, benutzt: Rechte Hand vor: drücken • Hechte Hand zurück: ziehen also sinngemäß wie bei Knüppelsteuerung.

Rechte Hand rechts drehen: B. B. Querruder nach unten 1 also sinngemäß zur Rechte Hand links drehen: St. B. Querruder nach unten J Körperneigung. Linke Hand links drehen: Backbordruder - Linke Hand rechts drehen: Steuerbord-ruder.

Da alle Steuerbewegungen sinngemäß wie bei der Knüppelsteuerung erfolgen, fällt die Umschulung leicht. Sie lohnt sich, da mit Hilfe dieser neuen Steuerung volle Leistungsabgabe möglich wird.

Es wäre am zweckmäßigsten gewesen, den beschriebenen neuen Antrieb und Propeller, sowie die neue Steuerung einzeln in bekannten Flugzeugen zu erproben. Da sich hierzu keine Gelegenheit bot, wurden sie in das für diesen Zweck entworfene neue Flugzeug „MD 2" eingebaut. Da der zu den Vorversuchen benutzte Drachen „MD 1" mit 75 kg zu schwer war, sollte versucht werden, das gesamte Flugzeug einschließlich Antrieb mit 30 kg Leergewicht herzustellen. Dieses Gewicht wurde jedoch um 6 kg überschritten, da aus Ersparnisgründen verschiedene Teile von „MD 1" verwandt werden mußten. Die Erreichung des geplanten Gewichtes (bei 4facher Pilotenlast = 280 kg im A-Fall; errechnet und durch Belastung nachgeprüft) erschien nur möglich, wenn beim Bau der Zelle ebenfalls neue Wege beschritten wurden. Auf Grund meiner Erfahrung beim Bau meiner manntragenden Drachen (s. ZFM 1924, Seehase: „Neue Richtlinien für den Bau manntragender Drachen und zwei Lösungen des Problems") wurde die nachstehend beschriebene Bauweise mit Erfolg angewandt.

Einbau der sonst üblichen starren Stirnkanten und einer genügenden Anzahl von Rippen würde das zulässige Gewicht überschreiten. Es wurden daher nur 4 Hauptrippen vorgesehen (Profil G 497), die auf einem Holmgerüst starr befestigt waren (Abb. 16). An der Nasenkante wurden zwischen 2 festen

Bild 13. Steuerung.

Rippen je 2 kurze Hilfsrippen bis zum Vorderholm eingezogen, die aber nur am Bespannungsstoff befestigt waren. Die Enden der Hauptrippen wurden durch eine lose gespannte Seidenschnur besonderer Webart verbunden. Ueber dieses Gestell wurde sehr leichte Seide mit gleichmäßiger Spannung gezogen. Der Stoff wurde zunächst nur mit Nadeln angeheftet und 14 Tage lang täglich an den Falten bildenden Stellen nachgespannt, bis die gesamte Oberfläche faltenfrei unter gleichmäßiger Spannung stand. Dann wurde in bekannte Weise vernäht, zelloniert und mit Oel-lack gestrichen. Auch das Cellonieren erforderte lange Zeit und Sorgfalt; die hierbei immer wieder entstehenden Falten wurden mehrfach und mit verschieden starker Verdünnung nachbehandelt. Hierdurch gelang es, einen gleichmäßigen Spannungszustand und eine glatte Oberfläche zu erzielen; auch die Nasenkante wurde trotz der großen Krümmung in dieser Weise glatt und mit ausreichender Festigkeit herausgearbeitet. Zwischen den festen Rippen zieht sich die Bespannung an der Vorderseite bis zu rd. 120 mm, an der Hinterkante bis rd. 320 mm ein (Bild 15). Trotzdem sind die Profile über die ganze Spannweite gut ausgebildet, sie sind den Profilen der Hauptrippen ähnlich und gehen ohne Sprung in sie über. Die starke Längsspannung der Außenhaut wurde von den Holmenden und den äußersten Ecken der Endrippen aufgenommen; letztere wurden durch eine Brückenkonstruktion nach den Holmen abgesteift (Bild 16). Die zwischen diesen Endpunkten wirkenden Spannkräfte der Außenhaut wurden durch eingenähte Seidenschnüre von Kettenlinienform auf die Abspannpunkte geleitet. Die zwischen den Eckpunkten liegenden Bahnen wurden mit geringer Spannung an die Rippen genäht, so daß sie die schwachen Rippen nicht verbiegen konnten; dieses Feld geringer Spannung ist in Bild 15 schraffiert angedeutet. Die Holme wurden in der in Bild 16 ersichtlichen Weise angeordnet. Die nahtlos gezogenen Holmrohre aus Duraluminium wurden in Sonderanfertigung von den Dürener Metallwerken mit einer Festigkeit von 54 kg/mm2 und 12% Dehnung hergestellt. Der Vorderholm besteht aus einem Rundrohr 50X0,75 mm; der Hinterholm aus einem rechteckigen Rohr 48X26X0,8 mm. Das Außenende des Vorderholms besteht aus Durairohr 35X0,75 mm, welches mit Hilfe von Elektronpaßringen biegungs- und drehfest in den Hauptholm eingenietet ist. Der Vorderholm ist durch Einschub eines Dural-rohres von ca. Vi m Länge beiderseits des Stielbeschlages verstärkt. Alle wichtigen Beschläge und Rippenbefestigungen wurden aus Eisen hergestellt und sorgfältig nach alter Art vernietet (Nietkopf innen, durch Gegenhalter festgeschraubt; von außen richtiger Schließkopf angehämmert). Das sonst jetzt für solche Kon-

Bild 14 u. 17 bis 20. 14. Seitenansicht des Flugzeuges „MD 2". 17. (auf der Zeichnung irrtümlich mit 7 bezeichnet) Stielbeschlag am Flächenholm. 18. Querruder.

19. Seitenruder.

struktionen angewandte Nageln der Niete von außen wurde wegen der wenigen Verbindungsstellen für nicht ausreichend erachtet. Schweißungen wurden nach meinem Kühlschweißverfahren hergestellt („Flugsport" 1923, Seehase: Ein neues Stahl-Bauverfahren. ZFM 1923, Seehase: Holz oder Metallflugzeug). Mit dieser Bauart gelang es, folgende Gewichte zu erzielen:

Halbe Fläche ohne Bezug mit allen Beschlägen fertig montiert, gestrichen, ohne Querruder: 5,6 kg.

Halbe Fläche fertig bespannt, zelloniert, lackiert, mit Seilen, Bolzen und Querruder: 7,45 kg.

Dies bedeutet ein Flächengewicht von 1 kg pro qm.

In ähnlicher Weise wurden auch die Ruder ausgeführt. Das Querruder (Bild 18) besteht nur aus einer einzigen Rippe, die in bekannter Weise durch Seile angetrieben wird. Vom Ende der Rippe sind lose Seidenschnüre zu den benachbarten festen Rippen geführt; über diese Schnüre wurde nur eine einzige Stoffbahn gezogen, die dann celloniert und lackiert wurde. Länge der Klappe 4,5 m; Gesamtgewicht 0,30 kg; Gewicht der Rippe 0,08 kg.

Seiten- und Höhenruder (Bild 19) wurden in gleicher Drachenbauweise hergestellt. Sie enthalten nur ein gerades Rohr aus Elektron mit aufgenieteten Rippen, deren Eckpunkte durch Schnüre verbunden sind; ein Ende der Rippen dient als Lager. Ueber dieses Gestell wird dann in bekannter Weise Seide gezogen, celloniert und lackiert. Wahl der Vorspannung und Cellonierung erfordert jedoch große Erfahrung, wenn die Steuer eben sein sollen.

Die Stiele wurden aus Tannenholz zusammengebaut (Tropfenform: 50X90 mm, Ende 25X50 mm); sie wiegen bei einer Länge von 4 m mit Beschlägen und Lackierung je 1,8 kg. Sie greifen am Rumpf an einem festen Auge, an der Fläche an einem drehbaren Auge an, wodurch Zusatzspannungen vermieden werden.

Die Schubstange aus Metall, 1342 mm lang, wiegt 0,50 kg, der Sattel mit Stütze (Abb. 20) = 0,39 kg (Fahrradsattel mit Stütze = 1,47 kg).

Für die Rollversuche auf freiem Gelände wurden folgende Schutzmaßnahmen getroffen: Neben den Stielen wurde noch eine kräftige Hilfsverspannung zur Kufe vorgesehen. Zwei abnehmbare Hilfssporne von 1,2 m Länge, die an der Fläche neben dem Stielanschluß befestigt waren, schützen die Fläche bei Bodenberührung. Ferner wurde die Kufe (Durairohr 50X1) durch zwei kräftige Sattelfedern am Rumpfende abgestützt. Die Kufe lag frei auf einem Wagen, dessen große Räder in Kugellagern liefen; der Wagen blieb also beim Abheben des Flugzeuges stehen. Da ein geeigneter Flugplatz nicht zur Verfügung stand, mußten die Versuche mit „MD 2" auf einem schmalen Fabrikhof vorgenommen werden, auf welchem nur selten brauchbare Windverhältnisse herrschten (Dez. 1936 bis Jan. 1937). Infolge einer Seitenbö oberhalb der Hofmauer ist das Flugzeug bei einer Landung zu Bruch gegangen. Wenn auch die Erprobungen noch keineswegs abgeschlossen waren, so gestatten die kurzen Sprünge doch schon ein sicheres Urteil über noch ungeklärte Fragen:

Der neue Antrieb reicht völlig aus, um auf glattem oder leicht geneigtem Boden zu rollen; ein Start gelang nicht auf ebenem Boden (was auch nicht erwartet wurde).

Die neue Steuerung einschließlich der Querruder arbeitet richtig. Querruderbewegung muß durch Kugellager in den Umlenkrollen leichter gangbar gemacht werden. Die Steuerbewegungen werden nach geringer Vorübung bzw. Umschulung sicher beherrscht.

Der Propeller hat sich ebenfalls gut bewährt, hielt auch Ueberbelastungen mit einem Hilfsmotor aus, wenn vorsichtig Gas gegeben wurde. Nut und Feder an der dünnen Propellerwelle schlug sich jedoch rasch aus, so daß sie durch Spannungsverbindung gesichert werden mußte.

Die wenigen erfolgreichen Sprünge zeigten gegenüber „MD 1" insofern einen wesentlichen Fortschritt, als durch vollen Leistungseinsatz das Flugzeug an der Schwebegrenze gehalten werden konnte. Sie lag sicher über 10,5 m/sec, wahrscheinlich zwischen 11 und 12,5 m/sec. Dies ist jedoch nach meinen Erfahrungen mit manntragenden Drachen viel zu hoch. Das Tragdeck hat daher den Erwartungen nicht entsprochen und muß für eine Geschwindigkeit unter 10 m/sec neu bemessen werden.

Die oben mitgeteilten Daten sind das Ergebnis eigener zweijähriger Arbei-*) Stehen unter Patentschutz; für Einzelpersonen lizenzfrei bei Anmeldung beim Verfasser oder bei Ursinus.

ten. Vor Abschluß derselben habe ich meinen langjährigen Monteur, Paul Lucks, Berlin, verloren, welcher mit ungewöhnlicher Ausdauer und Hingabe folgte. Später nahmen in freiwilliger, gelegentlicher Mitarbeit teil: Herr E. Strauß, Berlin-Weißensee, welcher die aerodynamischen Berechnungen der Zelle bearbeitete; Herr H. Igney, Berlin, stellte sich für die Versuche zur Verfügung.

DBU-Bedienanlagen.

Die Firma Deutsche Benzinuhren, Q. m. b, H., Berlin, hat eine Reihe von Bauelementen entwickelt, die ohne Verwendung von zusätz-

DBU-Bedienanlagen. Links oben: Lager. B Bocklager, F Flanschlager, S geschlitzt, mit Spannmutter, P Pendellager. B 17 bedeutet: Welle mit Schlüsselweite 17 mm. Darunter zwei zusammengebaute Gruppen einer Bedienanlage. 10 u. 11 im oberen Bild zeigen die Stoßstange mit eingewalzten Endstücken, 10 fest, 11 nachstellbar. Nach dem Eindrücken der Rillen wird das Rohr seitlich in eine Kerbe des Endstückes eingepreßt, um Verdrehungen zu verhindern. Auf dem oberen Bild dreht sich die Welle 1 mit den fest auf ihr sitzenden Hebeln 5 und 9, der Winkelhebel 6 sitzt frei drehbar auf 1. Unten links sitzen drei Winkelhebel auf der festen Welle. Rechts: Befestigung eines Hebels auf dem Rohr, unten die Einzelteile (H = Hebel, SS = Spannmutter, geschlitzt).

Werkbilder

liehen Teilen die Zusammenstellung vollständiger Fernbetätigungsanlagen für die Motorbedienung usw. ermöglichen. Durch die geringe Zahl der verwendeten Bauteile und die vielseitige Verwendbarkeit wird die Lagerhaltung vereinfacht und daneben die Konstruktionsarbeit bedeutend verringert.

Alle Teile werden nur miteinander verschraubt. Die Befestigung am Flugzeug geschieht durch zwei Arten von Lagern, die zur Bedienanlage gehören. Bei der Konstruktion der Einzelteile ist Rücksicht auf den Ausgleich von Montageungenauigkeiten genommen. Kleine Längen- und Winkelabweichungen werden durch die Los- bzw. Pendellager selbsttätig ausgeglichen.

Zunächst wurden zwei Größen entwickelt, das Muster „B 12" mit einem Bruchdrehmoment von 500 emkg, und das Muster „B 17" für 1000 emkg. Die beiden Ausführungen sind im Aufbau gleich und bestehen aus Wellen, Lagern, geraden und Winkelhebeln, Spannbuchsen, Schraubbuchsen, Klemmringen und Uebertragungsstangen.

Die Wellen bestehen aus Sechskantleichtmetallrohr von 12 bzw. 17 mm Schlüsselweite. Sind gleichachsige Uebertragungswellen erforderlich, so können die schwächeren in den stärkeren Rohren gelagert werden.

Die Lager werden als Bocklager oder Flanschlager, mit festem und geschlitztem Sitz je nach der Verwendung als Fest- oder Loslager (mit achsialer Verschiebbarkeit) geliefert. Die Festlager werden mit einer Spannmutter auf das Rohr geklemmt. Pendellager gibt es in allen vier Ausführungen, bei ihnen ist eine Schwenkung der Welle um

DBU-Bedienanlagen. Links oben ein Schachtellager im Schnitt. 1. Halter, 2. Schale, 3. Ring, 4. Spannbuchse B 12 SS, 5. Spannmutter f. B 17 SS, 6. Spannmutter i. B 12 SS. Rechts oben: ein Pendelflanschlager vor dem Zusammenbau (R = Rohr, PF = Pendelflanschlager). Unten ein Winkelhebel, links die Einzelteile dazu.

K Klemmring, Z Zwischenscheibe, W Winkelhebel. Werkbilder

4° nach allen Seiten möglich. Schachtellager dienen zur drehbaren Lagerung der Wellen B 12 innerhalb der Wellen B 17. Auf ein Schach-tellager kann außen ein Hebel oder irgendein Lager aufgeschoben werden.

Hebel gibt es in zwei Ausführungen. Sie tragen an einem Ende eine runde Bohrung für die Befestigung auf dem Wellenrohr. Die Stirnseiten der Nabe tragen eine Konus- und eine Stirnverzahnung. Durch Zusammensetzen zweier einfacher Hebel entsteht ein Winkelhebel. Die beiden Einzelteile greifen mit der Stirnverzahnung ineinander und werden durch eine Nietbüchse in dieser Lage gehalten. Alle Hebel tragen am anderen Ende ein um 6° schwenkbares Gelenklager. Der Abstand dieses Lagers von der Bohrung für die Welle beträgt 50 bis 110 mm und ist um 10 mm gestuft. Doppelhebel besitzen im Abstand 20 mm von dem äußeren ein zweites Gelenklager.

Die Befestigung der Hebel auf den Wellen geschieht durch Spannbuchsen. Die Anwendung der Klemmringe und Schraubbuchsen geht aus den Abbildungen hervor.

Als Uebertragungsgestänge kommt ein Leichtmetallrohr mit eingewalzten Endstücken zur Verwendung.

„Nordwind" Ha 139, die zweite Ozeanmaschine der Deutschen Lufthansa, ist am 24. 8. 7.30 Uhr in Travemünde nach Lissabon gestartet. Besatzung Flugkapitäne Hans Werner v. Engel und Walter Diele, Flugmaschinist Hellmuth Rösel und Funker Hans Joachim Stein. Die „Nordwind", gleichfalls gebaut von der Mamburger Flugzeugbau G. m. b. H., ist auch mit Junkers-Schweröl-Flugmotoren Jumo 205, 600 PS, ausgestattet.

Jumo 205 verbraucht je Betriebsstunde rd. 36 kg Kraftstoff weniger als ein gleichstarker Benzinmotor. Das bedeutet bei 4 Flugmotoren und einer Flugdauer von 16Std. eine Brennstoffersparnis von rd. 2370 kg. In der genannten Zeit wurde die längste Strecke des Ozeanfluges von den Azoren nach New York zurückgelegt. Diese 2370 kg können also als zusätzliche Nutzlast angesehen werden. Setzt man das Gewicht eines normalen Luftpostbriefes mit 5 g ein, dann können auf diese Weise 475 000 Luftpostbriefe mehr befördert werden. Rechnet man weiter diese Zahlen in RM-Beträge um, dann ergibt sich folgendes Bild:

—FLUG"

UM3SCHÄ1

Inland.

Nordwind" Ha 139 mit 4 Jumo 205 flog in 333^ Std. von Travemünde über die

Azoren nach New York. Bild JFN>

Ein Luftpostbrief kostet RM 0.40. Das ergibt bei 475 000 Briefen einen Betrag von RM 190 000.—. Dadurch wird ohne weiteres der erhebliche Vorteil klar, den die Verwendung des Schweröl-Flugmotors auf großen Strecken gegenüber dem Benzinmotor mit sich bringt.

Außer diesem großen finanziellen Gewinn ergibt sich aber noch eine weitere beträchtliche Ersparnis dadurch, daß sich auch die reinen Betriebsstoffkosten sehr wesentlich vermindern. Eine überschlägige Rechnung zeigt, daß für den gleichen Flug von den Azoren nach New York bei Verwendung von Benzinmotoren die Betriebsstoffkosten rd. RM 5227.20 betragen würden, während bei Verwendung von Oelmotoren nur Betriebsstoffkosten in Höhe von RM 1140.— entstehen und sich somit eine Ersparnis von RM 4087.— ergibt.

Asien-Flug mit Junkers Ju 52 D-ANOY „Rudolf von Thüna" kam im Auftrage der Lufthansa zur Ausführung. Besatzung Dir. Frhr. v. Gablenz, Flugkapt. Untucht und Oberfunkermaschinist Kirchhoff. Hierbei wurde die 2500 km lange Strecke Flugplatz Kabul (Afghanistan) nach Ansifan in der chinesischen Provinz Kansu in 11 Std. zurückgelegt. Nach 1 Std. Zwischenlandung flog die Maschine nach Sutschou weiter. Bei diesem Erkundungsflug wurde zum erstenmal das Pamir-Hochgebirge, der nördliche Teil des Himalaya-Gebirges, ein unbewohntes, zerklüftetes und bisher teilweise noch unerforschtes Hochland, überflogen.

Rheinland-Westfalen-Flug am 14./15. 8. hatte teilweise unter ungünstigen Wetterverhältnissen zu leiden. 64 Maschinen flogen am Sonnabend die Strecke Bielefeld—Minden—Gesecke—Schameder—Köln—Aachen. Hier konnte der Start am Sonntag erst nach 18 Uhr freigegeben werden, so daß die Maschinen erst nach 18 Uhr ihre Orteraufgaben erledigt hatten und auf dem Flughafen Dortmund eintrafen. In der Punktwertung, die die verschiedene Leistungsfähigkeit der teilnehmenden Flugzeugmeister berücksichtigte, siegten Falkenhausen-Horn (Berlin) auf Fieseier mit 633 Punkten. Es folgten Althoff-Schäfer (Gelsenkirchen) auf Klemm mit 633, Dr. Schroeder-Kohlmann (Mehlem) auf Focke-Wulf mit 631,1, Borsdorf-Bank (Bielefeld) auf Bücker mit 630,5, Schüller-Michl (Hamburg) auf Klemm mit 627, Brüning-Lüdtke (Stolp) auf Heinkel mit 623, Schätzel-Lang (Darmstadt) auf Messerschmitt mit 622,5 und Raah-v. Bodelschwingh (Münster) auf Focke-Wulf mit 622 Punkten. Die dicht beisammen liegenden Wertungsziffern zeigen deutlich den gleichmäßig hohen Stand der Ausbildung der Besatzungen.

Zugspitzenflug. Der Steilflug mit Umfliegen des Münchener Hauses mußte infolge starker Wolkendecke ausfallen. 77 Maschinen starteten zum Alpenflug nach Ainring und von dort zu einem Schnelligkeitsflug nach Bad Tölz. Letztes Ziel war Prien, das von allen Fliegern, unter denen sich auch als einer der aller-

Vom Zugspitzenflug. Rennstrecke Ainring—Bad Tölz. Oben rechts: Der Korpsführer Generalleutnant Christiansen erklärt Generalmajor Wolff (Luftkreis V) und Generalleutnant Stumpff (RLM.) die Aufgaben. Bild: Zueri

PATENTSAMMLUNG

1937

des

Band VII

Nr, 9

Inhalt: 646442; 647894; 648122, 671, 814, 932; 649016.

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

C.^ Pat. 648 122 v. 28. 7. 36, veröif. U ^02 22 ? 37 Deutsche Versuchsanstalt für Luftfahrt E.V., Berlin-Adlershof*).

Tragflügel, insbesondere für schwanzlose Flugzeuge.

Patentansprüche:

1. Tragflügel, insbesondere für schwanzlose Flugzeuge, gekennzeichnet durch die Vereinigung von zwei bekannten Merkmalen, nämlich der Anordnung von Klappen an den Flügelinnenteilen, die tiefer sind als 50% der Flügeltiefe, und der Ausbildung solcher Klappen als Spaltlandeklappen mit In Neutralstellung schließendem Spalt.

2. Tragflügel nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß mehrere Klappen an den Flügelinnen-

teilen angeordnet sind, deren Ausschlag in an sich bekannter Weise bei Betätigung von innen nach außen abnehmend gestuft ist.

*) Von dem Patentsucher ist als der Erfinder angegeben worden: Dr.-Ing. Max Kramer, Berlin-Adlershof.

b4

'08

Pat. 647 894 v. 27. 2. 35, veröff.

19. 7. 37. Joseph Ksoll, Breslau.

Flugzeugtragfläche mit am Tragflügel verstellbarer Haupts teilfläch e und einer an deren Unterseite angeordneten Hilfsst eil fläche.

Patentansprüche :

1. Flugzeugtragfläche mit am Tragflügel verstellbarer Hauptstellfläche und einer an deren Unterseite angeordneten Hilfsstellfläche, welche an der Verstellung der Hauptstellfläche teilnimmt und auch unabhängig von dieser verstellt werden kann, dadurch gekennzeichnet, daß die Hilfsstellfläche (III) mit oder ohne gleichzeitige Drehung zwangsläufig an der Hauptstellfläche (II) zurück- und wieder vorschiebbar ist.

2. Flugzeugtragfläche nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Bewegungsbahn der Hilfsstellfläche (III) in bezug auf die Hauptstellfläche (II) derart verläuft, daß die Hilfsstellfläche (III) sich am Beginn der Zurückverschiebung unter Bildung eines Spaltes (10) im Abstand von der Hauptstellfläche (II) befindet.

3. Flugzeugtragfläche nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Bewegungsbahn der Hilfsstellfläche (III) in bezug auf die Hauptstellfläche (II) derart verläuft, daß die Hilfsstellfläche (III) sich während der ganzen Dauer ihrer Zurückverschiebung im Abstand von der Hauptstellfläche (II) befindet.

4. Flugzeugtragfläche nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Bewegungsbahn der Hilfsstellfläche (III) in bezug auf die Hauptstellfläche (II) derart verläuft, daß die Hilfsstellfläche (III) sich im Laufe der Zurückverschiebung im Abstand von der Haupt-

stellfläche (II) befindet und dann an sie wieder herangeführt ist.

5. Flugzeugtragfläche nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Stellzeug der Hilfsstellfläche (III) an den Kopf derselben anschließt und die Hilfsstellfläche (III) durch ein Lenkerpaar (2, 3) unter Bildung eines Qelenkviereckes an die Hauptstellfläche (II) angeschlossen ist.

6. Flugzeugtragfläche nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Hilfsstellfläche (III) in jeder beliebigen Einstellage der Hauptstellfläche (II) an derselben zurück- und wieder vorschiebbar ist.

7. Flugzeugtragfläche nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Hilfsstellfläche (III) nur in der Endstellung der Hauptstellfläche (II) an derselben zurück- oder wieder vorschiebbar, sonst aber gegen Verschiebung an der Hauptstellfläche (II) gesperrt ist.

8. Flugzeugtragfläche nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Hilfsstellfläche (III) und die Hauptstellfläche (II) mit am Tragflügel (I) in geraden oder gekrümmten Bahnen geführten, gleichzeitig und gemeinsam nach hinten beweglichen Schienen (15, 16 bzw. 24, 25) verbunden sind und die Schiene (24, 25) der Hilfsstellfläche (III) am Ende der gemeinsamen Verstellung der beiden Flächen (II und III) auch unabhängig von der anderen Schiene (15, 16) zwecks Eigenverstellung der Hilfsstellfläche (III) frei beweglich ist.

9. Flugzeugtragfläche nach Anspruch 1 und 8, dadurch gekennzeichnet, daß die beiden Schienen (15, 16 bzw. 24, 25) als von einem gemeinsamen Triebwerk (22) betätigte Zahnstangen (19 bzw. 27) ausgebildet sind, von welchen die zur Verstellung der Hauptstellfläche dienende Zahnstange (19) mit ihrem Antriebsrad (20) am Ende der Verstellbewegung der Hauptstellfläche (II) außer Eingriff kommt und die zur Eigenverstellung der Hilfsstellfläche dienende Zahnstange (27) unbeschadet des fortbestehenden Eingriffes mit ihrem Antriebsrad (28) die für die Eigenverstellung der Hilfsstellfläche (III) erforderlichen freien Bewegungen vollführen kann.

10. Flugzeugtragfläche nach Anspruch 1, 8 und 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Schiene (24, 25) der Hilfsstellfläche (III) eine nur kurze, mit dem zugehörigen Antriebsrad (28) erst dann zum Eingriff kommende Zahnung (27) trägt, wenn die Zahnstange (19) der Hauptstellfläche (II) und das Antriebsrad (20) dieser Zahnstange außer Eingriff gekommen sind.

11. Flugzeugtragfläche nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Hilfsstellfläche (III) mit ihrem Kopf an der Schiene (15, 16) der Hauptstellfläche (II) geführt und mit dieser durch einen Lenker (3) verbunden ist.

12. Flugzeugtragfläche nach Anspruch 1 und 11, dadurch gekennzeichnet, daß das Stellzeug der Hilfsstellfläche (III) aus einem von einer Seiltrommel (32) aus über Führungsrollen (34 bzw. 35) am Tragflügel (I) oder der Hauptstellfläche' (II) zurück zur Seiltrommel (32) laufenden, endlosen Seil (33) besteht, in dessen Lauf der an der Schiene (15, 16) der Hauptstellfläche (II) geführte Zapfen (29) o. dgl. am Kopf der Hilfsstellfläche (III) eingeschaltet ist.

13. Flugzeugtragfläche nach Anspruch 1, dadurch

gekennzeichnet, daß ein Getriebeteil (36) des Stellzeuges der Hilfsstellfläche (III) derart in die Bahn eines Qetriebeteiles (4) des Stellzeuges der Hauptstellfläche (II) greift, daß nach Verstellung der Hauptstellfläche (II) das Stellzeug derselben zum Angriff auf das Stellzeug der Hilfsstellfläche (III) kommt und dadurch letztere selbsttätig verstellt.

14. Flugzeugtragfläche nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Stellzeug der Hilfsstellfläche (III) aus einem von einer Seiltrommel (32) aus über Führungsrollen (34 bzw. 35) am Tragflügel (l) bzw. der Hauptstellfläche (II) zurück zur Seiltrommel (32) laufenden, endlosen Seil (33) besteht, in dessen Lauf der an der Schiene (15, 16) der Hauptstellfläche (II) geführte Zapfen (29) o. dgl. am Kopf der Hilfsstellfläche (III) eingeschaltet ist.

648 671 v. 15. 10. 31, veröff. 37. Deutsche Luftfahrt- und Handels-A.-G., Berlin. Einrichtung zur selbsttätigen Steuerung von Luftfahrzeugen.

Patentansprüche: 1. Einrichtung zur selbsttätigen Steuerung von Luftfahrzeugen mittels außen am Luftfahrzeuguängeord-neter, die Steuereinrichtung über ein L>iffer,entialmano-

meter verstellender Staudruckmesser, dadurch gekennzeichnet, daß zwei Düsenkörper mit jeweils ein Paar Düsen mit daran angeschlossenem Differentialmanometer zur Ermittlung von der Längs- bzw. Querneigung des Fahrzeuges entsprechenden Druckdifferenzen vorgesehen sind, und zwar derart, daß bei dem einen Düsenkörper die eine Düse nach aufwärts und die andere nach abwärts gerichtet ist, während sie bei dem anderen Düsenkörper um 90° versetzt angeordnet sind, und daß die Düsenpaare entweder die Höhen-und Quersteuerung selbsttätig beeinflussen oder eine Anzeigevorrichtung einstellen, welche eine etwaige Schräglage des Flugzeuges um die Quer- bzw. Längsachse erkennbar macht.

2. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Düsenkörper (D) stromlinienförmigen Querschnitt hat und seine zwei beiderseits nahe der Stirnkante in gleichen Abständen von dieser Stirnkante angeordneten Düsen (d', d") an das Differentialmanometer (M) angeschlossen sind.

3. Einrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß ein Anzeige- oder Kontaktorgan (z) des Differentialmanometers (M), welches sich unter dem Einfluß der Düsen des Düsenkörpers (D) einstellt, miti.einem beweglichen Steuerglied, z. B. einem Kon-

taktsegment (c), zusammenwirkt, derart, daß dadurch außer der Einsteilvorrichtung (T, Z) für das Höhenbzw. Querruder oder einer Anzeigevorrichtung (B) gleichzeitig noch eine das bewegliche Steuerglied (c) antreibende gedämpfte Nachlauf- und Rückführvorrichtung (e-L bzw. e2) beeinflußt wird.

4. Einrichtung nach Anspruch 3, gekennzeichnet durch einen Momenterzeuger (e±, e2) auf der Achse des beweglichen Steuergliedes (c), der auf dieses ein regelbares Nachlauf- und Rückführmoment auszuüben gestattet.

5. Einrichtung nach Anspruch 3 und 4, gekennzeichnet durch einen umsteuerbaren elektromagnetischen Momenterzeuger (els e2) mit einer Federrückführung (s, g, n) in dessen Nullstellung.

6. Einrichtung nach Anspruch 3 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß sowohl in der Höhen- als auch in der Quersteuereinrichtung das vom Differentialmanometer eingestellte Anzeige- oder Kontaktglied (z± bzw. z2) und das von dem Momenterzeuger nachgedrehte Steuerglied einen Drehmagneten (T± bzw. T2) o. dgl. steuern, und daß die beiden so gesteuerten Drehmagnete eine gemeinsame Anzeigevorrichtung (B) einstellen, nach welcher die Einstellung der Höhen-und Querruder von Hand erfolgt.

7. Einrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die gemeinsame Anzeigevorrichtung aus einer von dem einen Drehmagneten (T2) drehbaren und von dem anderen Drehmagneten (T±) längsverschiebbaren Scheibe (S) besteht.

8. Einrichtung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Scheibe (S) halbkreisförmig ist, eine den Horizont darstellende Begrenzungslinie besitzt und vor einer feststehenden, das Firmament versinnbildlichenden Fläche angeordnet ist.

9. Einrichtung nach -Anspruch 7 und 8, dadurch gekennzeichnet, daß vor der den Horizont versinnbildlichenden, von den Drehmagneten dreh- und verschiebbaren Scheibe (S) ein dem Umriß des Fahrzeugbugs, wie dieser vom Führersitz erscheint, entsprechendes Profil feststehend angeordnet ist.

10. Einrichtung nach Anspruch 7 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß die den Horizont versinnbildlichende halbkreisförmige Scheibe (S) das photographische Bild einer Landschaft oder des Meeres trägt, während die dahinterliegende, feststehende Fläche himmelblau gefärbt ist.

Patentansprüche:

1. Flugzeugrumpf, dessen vorderes oder hinteres Ende oder beide Enden je einen beweglichen Hohlkörper zur Aufnahme von Feuerwaffen oder anderen Geräten und deren Bedienung tragen, dadurch gekennzeichnet, daß der oder die Hohlkörper kugelförmig und um mehrere Achsen beweglich sind.

2. Flugzeugrumpf nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß im Innern des oder der Hohlkörper Vorrichtungen zur starren Lagerung von Feuerwaffen, Scheinwerfern oder optischen Geräten angebracht sind.

Schraubenflugzeuge (Gr. 25—30).

U Qfi Pat. 648 814 v. 15. 4. 34, veröff. U ^^02 n 8 3? Walter Rieseler, Berlin-Johannisthal. Tragschrauber mit auf durchlaufenden Holmen befestigten Flügeln.

Patentanspruch: Tragschrauber mit paarweise gegenüberliegenden, auf die Nabe durchlaufenden Holmen unverstellbar befestigten Flügeln, dadurch gekennzeichnet, daß die hohl ausgebildete Nabe (7) die an den Holmen (5, 6) angreifenden, die Holme mit ihren Flügeln (26, 28, 26', 280 periodisch axial verdrehenden Verstellgestängehebel (21, 22, 23, 24 und 21', 22'', 23', 240, die in bekannter Weise durch einen von einem Handhebel (11) einstellbaren Kugelkopf (14) gesteuert werden, sämtlich umschließt.

Pat. 648 932 v. 16. 9. 33, veröff. 11. 8. 37. Dornier-Metallbauten Q. m. b. H., Friedrichshafen a. B. Flugzeng-rumpf.

fl OQ Pat 649 016 v- 13< 2> 32' veröff. U ^VOl 13 8 37 Louis Marmonier, Lyon,

Rhone, Frankreich. Tandemfliigseug.

Patentanspruch: Tandemflugzeug mit paarweise angeordneten und sich in entgegengesetztem Sinne drehenden Schwenkschrauben, welche beim Aufsteigen gleichzeitig tragend und ziehend, beim Abstieg aber als Tragschrauben wirken, dadurch gekennzeichnet, daß die Schrauben,

deren jede mit ihrem zugehörigen Motor fest verbunden ist, in der Längsachse des Flugzeuges hintereinander angeordnet und schwenkbar um Drehachsen sind, die auf den Längsverbindungsstreben der hintereinander angeordneten Tragflächen gelagert sind, wobei die beiden aus Motor und Schraube bestehenden Einheiten derart miteinander gekuppelt sind, daß ihre Rotationsebenen beim Ausschwingen parallel bleiben.

Luftfahrzeuge mit umlaufenden Treibflügeln (Gr. 35—36).

K %*Sts Pat 646442 v- 10- 8- 32> veröff. U .J£>02 24 6 3? Dn.IngB e> h> Dr..Ing.

Adolf Rohrbach, Berlin-Wilmersdorf. Luftfahrzeug mit schwingend gelenkten Umlauf -flügeln strömlingstechnischer Profilierung.

Die Erfindung bezieht sich auf Luftfahrzeuge mit schwingend gelenkten, um eine Welle umlaufenden Flügeln, welche gesetzmäßig gegen die Tangente des Umlaufkreises periodisch je Umlauf ihre Anstellung ändern und dadurch Luftkräfte für Auftrieb bzw. Vortrieb des Luftfahrzeuges erzeugen.

In der Zeichnung, in der beispielsweise ein Flugzeug mit solchen Umlaufflügeln dargestellt ist, zeigt Abb. 1 eine Seitenansicht, Abb. 2 die Vorderansicht und Abb. 3 die Umlaufflügel in schaubildlicher Darstellung.

Am Rumpf 1 sind quer zur Flugrichtung seitlich Wellen 2 horizontal angeordnet, welche die Umlauf-flügel 3 mittels Speichen 4 tragen und von einem Motor 5 über Zwischenwellen 6 angetrieben werden. Die um ihre Längsachse 7 schwingenden Flügel 3 werden je Umlauf von einer im Punkt 8 angreifenden Lenkstange 9 durch ein nicht dargestelltes Lenkgetriebe periodisch bewegt.

Bei den bisher vorgeschlagenen Umlaufflügelflugzeugen kann man im wesentlichen zwei Steuerungsarten unterscheiden, die einmal auf dem Sinusgesetz, das andere Mal auf dem Normalenschnittpunktgesetz beruhen. Die Nachteile der Sinuslenkung sind in den Abb. 4 bis 6 gezeigt.

Die Flügel werden durch Lenkstangen 9 bewegt. Die Exzentrizität des Punktes 15 ist nach Größe und Richtung änderbar. In Abb. 5 kennzeichnet Kurve 17 den tatsächlichen, Kurve 18 den erwünschten Winkelverlauf. Kurve 19 in Abb. 6 zeigt die Winkeldifferenz (Anstellwinkelfehler). Die Abb. 7 bis 9 geben die entsprechenden Verhältnisse für eine Steuerung nach dem Normalenschnittpunktgesetz wieder.

Während bei jeder dieser beiden Lenkungsarten nur zwei Größen änderbar sind, geht die Erfindung von der Erkenntnis aus, daß die Lenkung nicht nur zwei, sondern sechs verschiedenen Werten Rechnung zu tragen hat. Diese sind:

1. Richtung und 2. Größe der Umlaufgeschwindigkeit der Flügel.

3. Richtung und 4. Größe der Luftstromgeschwindigkeit durch den Umlaufkreis relativ zum Flugzeug.

5. Richtung und 6. Größe der bei verschiedenen Flugzuständen benötigten Luftkraft.

Die Richtung der Umlaufgeschwindigkeit ist nicht änderbar. Durch die getrennte Berücksichtigung der übrigen fünf Werte kann man für jeden Flugzustana den günstigsten Anstellwinkelverlauf erhalten.

Die Erfindung ist in der Zeichnung dargestellt, in welcher zeigen:

Abb. 10 und 11 die Luftkraftverhältnisse,

Abb. 12 bis 17 die Wirkungen einer a- und 99-Lenkung.

Abb. 18 bis 26 die Wirkungsweise einer ^-Len-kung,

Abb. 27 bis 30 die Ueberlagerung der drei Lenkungen,

Abb. 31 bis 33 das Lenkungsgetriebe.

Die Erfindung verwendet, siehe Abb. 10 und 11, als Bezugslinie für die Flügelschwingung nicht die zum Umlaufkreis unveränderliche Tangente 16, sondern die für jeden Betriebszustand und für jeden Punkt des Umlaufkreises verschiedene Richtung des Luftstromes ur, der sich zusammensetzt einerseits aus der Größe und Richtung der Umfangsgeschwindigkeit u des Umlaufflügels 3 und andererseits aus der Größe und Richtung der Geschwindigkeit v der den Umlaufkreis durchströmenden Luft.

In Abb. 10 sind vier Stellungen eines Flügels 3 während eines Umlaufes beispielsweise dargestellt. An den betreffenden Kreisstellen ist auch noch die Luftkraft dR und ihre Zerlegung in ihre Horizontalkomponente dli und Vertikalkomponente dV gezeigt. Ferner ist die Gesamtresultierende R aller dR aus einem Umlauf sowie ihre horizontale und vertikale Zerlegung in H und V eingetragen.

Abb. 11 veranschaulicht die Winkelverhältnisse vergrößert für eine bestimmte Stellung des Umlaufflügels, dgl. die Zusammensetzung des Flügelauftriebs dA und des Widerstandes dW zur Resultierenden dR sowie wieder deren Zerlegung einerseits in dH und dV und andererseits in die Radialkomponente dD und die Tangentialkomponente dT. Die vorerwähnte Bezugslinie ur bildet auf Grund ihrer Zusammensetzung aus u und v mit der Umlaufkreistangente 16 mittels einer weiter unten erläuterten 7-Lenkung den Winkel y, dessen Größe verschieden ist, einerseits an jedem Punkt des Umlaufkreises entsprechend der Richtung der Umlaufgeschwindigkeit u und andererseits außerdem für jeden Betriebszustand entsprechend den einzelnen für diesen geltenden Größen für Flugrichtung, Fluggeschwindigkeit, Abstromgeschwindig-keit, Drehzahl bzw. Größe der Umfangsgeschwindigkeit.

Wie bereits angedeutet, erhalten die Umlaufflügel kleine vorbestimmte Anstellwinkel a gegen die obenerwähnte resultierende Luftstromrichtung ur. Die Größe dieser Winkel a wird während des Umlaufes mittels einer nachstehend beschriebenen, von der ^-Lenkung unabhängigen a-Lenkung gesetzmäßig zwischen zwei kleinen Werten verändert, so daß die Flügel in allen Punkten des Umlaufkreises und bei allen Betriebszuständen ähnlich den festen Flügeln des Drachenflugzeuges arbeiten, und daß die bei 'diesen Anstellwinkeln vorhandenen Ca -Werte des

Flügels auf dem brauchbaren günstigen Teil der Flügelpolare liegen. Infolgedessen halten sich die Wirbelablösungen in den bei Drachenflugzeugen üblichen kleinen Grenzen.

Durch die Schaffung dieser aus der a-Bewegung und y-Bewegung kombinierten Flügelschwingung wird zum erstenmal bei Umlaufflügeln ermöglicht, die zu erzeugende resultierende Luftkraft mittels der a-Len-kung gesondert zu beeinflussen, und zwar getrennt von den Bewegungen der Flügel, die diese mittels der y-Lenkung entsprechend den jeweiligen Betriebs-zuständen ausführen.

Das Wechseln des Anstellwinkels a während eines Umlaufes gegen den resultierenden Luftstrom ur erfolgt in der Hauptsache nach dem Gesichtspunkt, daß jeder Flügel im oberen Umlaufkreisteil mit einem vorbestimmten größeren positiven Ca-Wert zur Erzeugung eines gewünschten Auftriebswertes dA oder eines dR- bzw. dV-Wertes arbeitet, daß er in dem unteren Kreisteil einen mit Bezug auf die Flügelprofillage vorzugsweise negativen Ca-Wert hat, um gegebenenfalls auch dort Auftrieb zu erzeugen, und daß er in dem vorderen und hinteren Kreisteil, wo die erzeugten Luftkräfte wenig zum Auftrieb beitragen, mit einem geringen Cw-Wert arbeitet. Der Uebergang zwischen diesen einzelnen Flügelstellungen kann in beliebiger Form erfolgen, z. B. in der einfach zu verwirklichenden Sinusbewegung.

Die a-Lenkung ermöglicht die Erzeugung größter Luftkräfte für den Auftrieb bei kleinstem Leistungsbedarf. Die Differenz zwischen den Anstellwinkeln mit größten und kleinsten Ca-Werten bzw. die Amplitude der beispielsweise sinusförmigen a-Lenkung ist veränderlich, um bei den verschiedenen Flugzuständen den jeweils gewünschten Auftrieb zu erhalten. So wird z. B. bei allen Langsamflugzuständen (Start, Steigen, Schweben, langsamer Vorwärts- oder Rückwärtsflug, Absteigen) während eines Umlaufes ein möglichst großer Teil der Flügelpolare durch die verschiedenen Anstellwinkel ausgenutzt, und zwar von einem sehr großen positiven bis zu einem großen negativen Ca-Wert. Bei Schnellflugzuständen dagegen wird der benötigte Auftrieb infolge des großen Summenwertes von Umfangsgeschwindigkeit und Fluggeschwindigkeit im oberen Kreisteil durch ein verhältnismäßig kleines positives Ca erzeugt; zu diesem Zweck pendelt der Flügel je Umlauf mit kleiner Amplitude im Bereich der kleinen Cw-Werte der Polare.

Abb. 12 veranschaulicht schematisch, unter Außer-

achtlassung einer später behandelten 99-Lenkung und des dadurch bedingten Vortriebes, die resultierenden Luftkräfte eines Flügels bei Flug mit kleiner Fluggeschwindigkeit und großer Anstellwinkeldifferenz (a-Lenkungsamplitude), und zwar entsprechend der Wahl des Flügelprofils im oberen Kreisteil etwa mit a — + 4°, im unteren etwa mit a — — 12°.

Abb. 13 stellt dar, wie bei großer Fluggeschwindigkeit mit kleiner Anstellwinkeldifferenz gleich große Luftkräfte wie zuvor erzeugt werden, und zwar im oberen Kreisteil mit a — 0° und im unteren a — — 8°.

Eine Aenderung der a-Lenkungsamplitude gestattet also eine weitgehende Aenderung der Größe der resultierenden Luftkraft.

Das bei der a-Lenkung vorhandene a-Maximum wird zusammen mit der gesamten Phase der periodischen a-Bewegung unabhängig von der /-Lenkung aus dem obersten Umlaufkreispunkt längs des Um-laufkreises vor- und rückwärts um einen Winkel cp mittels der sogenannten q?-Lenkung verschoben (s. Abb. 14 bis 17), wodurch die aus den einzelnen dR resultierende Luftkraft R eine entsprechend nach vorn oder hinten geneigte Richtung annimmt.

Die Abb. 14 bis 17 zeigen die Luftkräfte eines Flügels für verschiedene Langsamflugzustände, die durch die Lage der Flugrichtung F zur Horizontallinie Ho-Ho erkennbar sind. Abb. 14 veranschaulicht einen Geradeausflug mit einer a-Lenkungsamplitude zwischen + 3,5° und — 11,5° mit entsprechender (^-Einstellung nach vorn, wobei die Luftkraft R schräg nach vorn geneigt ist und eine Horizontalkomponente H liefert. Abb. 15 zeigt einen schrägen Steigflug mit entsprechender ^-Einstellung nach vorn und etwas größerer a-Lenkung (+ 4° bis — 12°), also mit etwas größerer Luftkraft zum Steigen. Abb. 16 stellt einen senkrecht aufwärts gerichteten Steigflug dar. Hierbei ist ebenfalls eine 99-Einstellung nötig, da ja normalerweise die Luftkraftresultierende eines Flügels stets nach hinten zeigt, also durch die (^-Lenkung erst senkrecht gerichtet werden muß. Abb. 17 veranschaulicht einen senkrecht abwärts gerichteten Flug, wobei die Flügel ohne motorischen Antrieb selbsttätig umlaufen (Selbstdrehung), was man aus der Lage der einzelnen Luftkräfte dR erkennt, die im Gegensatz zu den vorherigen Fällen im Drehsinne vor dem zugehörigen Radius liegen, wodurch sie die Selbstdrehung bewirken.

Durch zweckmäßige Wahl der a-Lenkung kann

AbMO.

ou+y 3,

.3:

   

10

         
 

V

   

-

   
               
     

Abb.e.

bei ausgefallenem Motor leicht die geringste Sinkgeschwindigkeit eingehalten werden.

Erfindungsgemäß wird zur Aenderung des Be-triebszustandes nur der maßgebende Teil der y-, a-und q?-Lenkung direkt und im Sinne der beabsichtigten Wirkung verstellt, während die andern Teile unverändert bleiben oder aber den geänderten Betriebsverhältnissen entsprechend gegebenenfalls selbsttätig angepaßt werden. So wird zur Veränderung aer Qröße der Luftkräfte nur die Amplitude der a-Len-kung verstellt, z. B. zur Auftriebsvergrößerung für Steigen oder zur Auftriebsverkleinerung für abwärts gerichtete Bewegung. Zur Veränderung der Richtung der Luftkräfte wird mittels der <£>-Lenkung die ganze Phase der «-Bewegung verschoben, z. B. zur Vortriebsvergrößerung für den Uebergang vom Langsamflug zum Schnellflug. Die dabei auf Qrund der verschiedenen Richtungen und Größen der Luftstromgeschwindigkeit gegen den Umlaufkreis und auf Grund der verschiedenen Umfangsgeschwindigkeiten sich ändernden Anströmverhältnisse werden unabhängig von der Stellung der a- und ^-Lenkung durch die y-Len-kung berücksichtigt, so daß die Luftkräfte bei allen Betriebszuständen und Bewegungen des Flugzeuges nur durch die a- und (^-Lenkung geregelt werden.

Auch für Manövrierbewegungen eines Luftfahrzeuges, das z. B. zu beiden Seiten einen Umlaufflügelsatz mit zugehöriger a-, cp- und y-Lenkung hat, genügt es, nur die a- und 99-Lenkungen beider Seiten zu verstellen und die /-Lenkung unverändert zu lassen.

Die oc-Lenkung wird vom Piloten durch einen Steuerknüppel, die 99-Lenkung durch Fußhebel bedient. Die /-Lenkung wird entweder vom Führer oder selbsttätig verstellt. Die Steuerung um die Querachse des Flugzeuges erfolgt durch ein normales Höhenleitwerk.

Die Verwirklichung der neuartigen Steuerung erfolgt in der richtigen Uebereinanderlagerung der drei Lenkungen, und zwar werden die a- und (^-Lenkungen der /-Lenkung überlagert, die die Aufgabe hat, den Winkel y zu erzeugen. Abb. 18 zeigt für einen Flügel 3 in den verschiedenen Stellungen schematisch diesen sich stets ändernden Winkel y, den die Resultierende ur gegen die Tangente 16 einnimmt. Ferner ist der von der «-Lenkung auf y überlagerte Flügelanstellwinkel a zwischen Flügel 3 und ur ersichtlich. Die Verlagerung des a-Maximums durch die 99-Lenkung ist zur Vereinfachung fortgelassen.

Abb. 19 stellt die jeweiligen zueinandergehörigen Lagen von u und v dar. Hierbei entspricht die Stellung 0° (links) den Verhältnissen im oberen Umlaufkreis, die Stellung 90° (oben) den Verhältnissen im Umlaufkreis vorn usw. Man erkennt, daß die /-Lenkung einem sehr einfachen Bewegungsgesetz folgt und beispielsweise leicht durch ein dreiteiliges Gelenkgetriebe 25, 26, 27 verwirklichbar ist, von dem ein Glied 25—26 gleich der Größe der jeweiligen Flügelumfangsgeschwindigkeit u und ein zweites Glied 26—27 gleich der Größe und Richtung der Luftstromgeschwindigkeit v ist. Läuft eins dieser beiden Glieder synchron mit dem Umlaufflügel gegen das andere um, z. B. v gegen u um Punkt 26, so schließt das die beiden freien Endpunkte 25 von u und 27 von v verbindende längenveränderliche Glied 25—27 (25—27a 25—275« 25 . . . ), welches gleich u ist, stets den Winkel y zwischen sich und u ein.

Aendert sich das Verhältnis von u zu v, so ändert sich auch diese /-Bewegung. Während Abb. 19 ein Verhältnis von u/v = 2 darstellt, gilt Abb. 20 für u/v —10, wobei der /-Scheitelpunkt 25a weit außerhalb liegt. Es gilt ferner Abb. 21 für den Sonderfall u/v = 1, wobei der /-Scheitelpunkt 255 auf dem dargestellten Kreis liegt, und schließlich Abb. 22 für u/v = 0,8, wobei der /-Scheitelpunkt 25c im Innern des Kreises liegt. Aus diesen Abbildungen geht hervor, daß die Veränderbarkeit der /-Lenkung in bezug auf die Einstellung des richtigen, dem jeweiligen Flugzustand entsprechenden Verhältnissen u/v beispielsweise einfach durch Verschiebung des Punktes 25 eines als Beispiel gewählten dreiteiligen Gelenkgetriebes erfolgen kann.

Zur Verdeutlichung der /-Lenkung sind die verschiedenen Winkel y für die eben erwähnten verschiedenen u/v-Verhältnisse in Abb. 23 als Kurven über dem abgewickelten Umlaufkreisumfang aufgetragen, und zwar die Kurven 28 für u/v = 10, 29 für u/v = 2, 30 für u/v — 1, 31 für u/v = 0,8.

Die den Kurven 29—31 entsprechenden Bewegungen und Stellungen des Flügels 3 zeigen die Abb. 24 bis 26. Bei Abb. 24 für u/v = 2 läuft der Flügel stets mit der Nase in Kreisrichtung, d. h. der Flügel ändert seine Lage periodisch gegen die Tangente 16 zwischen zwei Grenzen; dies gilt für alle Zustände u/v > 1. Bei Abb. 25 für u/v = 1 schlägt der Flügel im untersten Kreispunkt um.

Die konstruktive Anordnung des /-Lenkungsteils der Gesamtlenkung kann noch dadurch vereinfacht Abb 23

werden, daß man das u-ülied 25, 26 stets unverändert läßt und die Größe des v-Gliedes 26, 27 im Verhältnis der Luftstromgeschwindigkeit v zur Umfangsgeschwindigkeit u verändert, da, wie bereits angedeutet, der Winkel y nur vom Verhältnis u/v abhängt. Bei verschiedenen Flugzuständen ändert sich außerdem nicht nur die Größe, sondern auch die Richtung von v, z. B. bei Steigflug oder Abwärtsflug. Aendert man dementsprechend im /-LenKungsgetriebe-teil die Richtung des v-Gliedes 26, 27 bei der (^-Stellung, so ist der Winkel y auch für alle diese Flugzustände richtig eingestellt. Daraus ergibt sich, daß man beim ^-Lenkungsgetriebeteil nur zwei Größen zu ändern braucht, die Richtung vom v-Glied 26, 27 und die Größe vom v-Glied im Verhältnis von v zu u.

Ueber diese von der ^-Lenkung bewirkte Flügelbewegung überlagert sich nun als Nächstes die eingangs erwähnte a-Lenkung, die durch den von ihr jeweilig erzeugten Anstellwinkel a des rlügeis gegen die von der /-Lenkung dargestellte jeweilige Luftstromresultierende ur ausschließlich für die Größe und Richtung der Luftkräfte maßgebend ist. Diese Ueber-lagerung ist in Abb. 27 und 28 für Langsamflug (u/v = 10) und in Abb. 29 und 30 für Schnellflug (u/v = 2) dargestellt. In Abb. 27 zeigt Kurve 32 die Größe des jeweiligen Winkels a über den abgewickelten Kreisumfang aufgetragen; hierbei ist beispielsweise eine sinusförmige a-Bewegung von a = + 4° im oberen Kreisteil (0°) und a — — 12u im unteren Kreisteil (180°) angenommen. Daneben zeigt Kurve 33 die zur Veränderung der Luftkraftrichtung mitteis der «^-Lenkung um einen Winkel qp verschobene a-Kurve

32, so daß beispielsweise an

+ 4° nicht im

oberen Kreisteil 0°, sondern etwas weiter bei 15° (q? = 15°) liegt. In Abb. 28 ist in gleicher Weise der jeweilige Winkel y als Kurve 34 gezeichnet, die mit der Kurve 28 in Abb. 23 identisch ist. Kurve 35 in Abb. 28 zeigt die Ueberlagerung der a-Kurve 32 über die /-Kurve 34; Kurve 36 ist aus Ueberlagerung der a- und qc-Kurve 33 über die y-Kurve 34 entstanden und stellt qp für einen Langsamflug und unter der Annahme einer Phasenverschiebung qp die in allen Punkten des Umlaufkreises aerodyonamisch und physikalisch richtigen Winkel ö — et + y zwischen Flügel 3 und Umlaufkreistangente 16 dar.

In gleicher Weise zeigen in Abb. 29 die Kurve 37 eine sinusförmige a-Bewegung zwischen a = 0° und a — — 8° und die Kurve 38 die um einen entspre-

chenden Winkel qp verschobene a-Kurve 37. Die dazugehörige /-Kurve ist für einen Schnellflugzustand in Abb. 30 als Kurve 39 gezeichnet, die mit der früheren /-Kurve 29 in Abb. 23 identisch ist. Kurve 40 stellt die Ueberlagerung der a-Kurve 37 über die /-Kurve 39 dar und Kurve 41 die Ueberlagerung der a- und 99-Kurve 38 über die y-Kurve 39, Kurve 41 ist also die richtige kombinierte Flügeibewegung gegen die, Tangente 16 für diesen Schnellflugzustand.

Ein Beispiel eines geschlossenen dreiteiligen Lenkungsgetriebes zeigt Abb. 31. Abb. 32 stellt in schematischer Ausführung eine Vergrößerung der Lenkungsteile von Abb. 31 dar, während Abb. 33 ein Ausführungsbeispiel dieses Schemas mittels Gleitsteinen zeigt.

Der an der Speiche 4 befestigte Flügel 3 läuft um die Welle 2 und wird mittels der Lenkstange 9, die im Punkt 8 am Flügel 3 angreift, um den Punkt 7 schwingend bewegt. Das andere Ende 42 der Lenkstange 9 bewegt sich auf einem Kreis 43 ungleichförmig um den Mittelpunkt 44, mit dem das Lenkstangenende 42 durch ein Radialglied 45 verbunden ist und dessen Länge gleich dem Abstand der Punkte 7 und 8 ist. Dieser Mittelpunkt 44 des Kreises 43 läuft nicht mit um die Welle 2, ist aber mittels der a-Lenkungsverstellung um eine der Amplitude der a-Bewegung entsprechende Strecke 46 aus der Mitte der Welle 2 verschiebbar sowie mittels der 99-Lenkungsverstellung um den Winkel qp aus der Vertikalebene verdrehbar, wobei diese Verstellungen vom Piloten z. B. mittels Gestänge und Hebelübertragung erfolgen.

Die um den Kreismittelpunkt 44 umlaufenden Radialglieder 45 müssen dem Gesetz der /-Lenkung unterworfen werden. Das kann in der Weise geschehen, daß man sie durch einen Lenkerkreis 47 entsprechend der /-Lenkung verzögert oder beschleunigt. Zu diesem Zweck treiben die auf dem Lenkerkreis 47 liegenden Punkte 48 die Radialglieder 45 an, wobei sie auf letzteren hin und her wandern. 49 ist der Mittelpunkt des /-Lenkerkreises 47. Die zwischen den Punkten 44 und 49 liegende Strecke 50 stellt die relativ zur Welle .2 vorhandene Luftstromgeschwindigkeit v dar; sie entspricht letzterer in Größe und Richtung und kann durch Verlagerung des Punktes 49 nach Größe und Richtung verändert werden. Der zu y gehörende Wert u wird durch die zwischen den Punkten 48, 49 liegen-

Abb.30.

den Radien 51 dargestellt, welche eine der Umlaufgeschwindigkeit u der Flügel 3 entsprechende Länge haben und synchron mit ihnen um Punkt 49 umlaufen, sich also stets in Richtung der Umlaufgeschwindigkeit einstellen.

In Abb. 33 sind die je mit der Lenkstange 9 im Punkt 42 verbundenen Radialglieder 45 als geschlitzte Hebel dargestellt, die frei beweglich nebeneinander auf der dem Punkt 44 der Abb. 32 entsprechenden Hülse 44a gelagert sind. Die Nebeneinanderlagerung ist in der Zeichnung durch abgebrochene Darstellung der Glieder 45 angedeutet. Die die Lage dieser Hülse 44a verstellenden Gestängeglieder der a- und 99-Lenkung sind nicht gezeichnet. In den Schlitz der Radialglieder 45 greift je ein dem Punkt 48 entsprechender Stein ein, der auf einem Ring 47a befestigt ist, dessen Radius mit dem konstanten Radius 51 übereinstimmt. Dieser Ring läuft synchron mit der Welle 2 um. Die Lage seines nicht um die Welle 2 umlaufenden, sondern mit dem Flugzeugkörper durch die ^-Verstellorgane verbundenen Mittelpunkt 49 wird nach dem Verhältnis u/v und der Richtung von v .durch diese nicht dargestellten Organe mit Bezug auf den Mittelpunkt 44 der Hülse 44a um eine Strecke 50 verschoben.

Patentansprüche:

1. Luftfahrzeug mit schwingend gelenkten Umlaufflügeln strömungstechnischer Profilierung, die in allen Punkten des Umlaufkreises auf gesetzmäßig sich ändernde Winkel gegenüber der jeweiligen, aus Flügelumlaufgeschwindigkeit (Größe und Richtung) und Luftstromgeschwindigkeit durch den Umlaufkreis (Größe und Richtung) resultierenden Anblasrichtung eingestellt werden, dadurch gekennzeichnet, daß die Gesamtlenkung sich aus einer verstellbaren ^-Lenkung und einer ihr überlagerten, unabhängig verstellbaren a-Lenkung zusammensetzt; durch die ^-Lenkung wird der sich beim Umlauf ständig ändernde Winkel y zwischen der jeweiligen Anblasrichtung (ur) und der Umlaufkreistangente (16) eingestellt, durch die a-Lenkung der sich beim Umlauf ständig ändernde Winkel a zwischen dem Flügelprofil und der jeweiligen Anblasrichtung (ur) eingestellt und auf eine unterkritische Größe beschränkt; beide Einstellungen erfolgen entsprechend den verschiedenen Betriebszuständen (Start-, Langsam- und Schnellflug, Schweben, Rückwärts-, Auf-und Abwärtsbewegung usw.).

2. Lenkung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß im a-Lenkgetriebe ohne Beeinflussung des 7-Lenkgetriebes die gesamte Phase der a-Periode längs des Umlaufkreises um einen Winkel cp vor- und rückwärts entsprechend der benötigten Richtung der Luftkraft verschiebbar ist.

3. Lenkung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die den Winkel 99 einstellende Lenkung auch ohne Beeinflussung der Einstellung der a-Lenkung regelbar ist.

4. Lenkung nach Anspruch 1 oder den folgenden, gekennzeichnet durch eine auch im Anschluß an die Verstellung der a- oder gp-Lenkung wirkende selbsttätige Vorrichtung zur Einstellung der ^-Lenkung, die unter dem Gesamteinfluß sowohl eines die Luftstromrichtung (v) erfühlenden als auch eines die Luftstromgeschwindigkeit (v) messenden und eines die Drehzahl der Umlaufflügel (3) ermittelnden Organs steht.

5. Luftfahrzeug nach Anspruch 1 oder den folgenden, dadurch gekennzeichnet, daß die «-Lenkungen für beide Seiten des Luftfahrzeuges gemeinsam oder je für

sich verschieden und sowohl gleichsinnig als auch gegensinnig einstellbar sind und daß vorzugsweise als Steuerhandhabe für die beiderseitige Verstellung an sich bekannte Organe (Steuerknüppel oder Steuersäule) Verwendung finden.

6. Luftfahrzeug nach Anspruch 1 bis 3 oder den folgenden, dadurch gekennzeichnet, daß die (^-Lenkungen für beide Seiten des Luftfahrzeuges gemeinsam oder je für sich verschieden und sowohl gleichsinnig als auch gegensinnig einstellbar sind, wobei diese Einstellungen beispielsweise durch Fußhebel erfolgen können.

7. Luftfahrzeug nach Anspruch 5 und 6, dadurch gekennzeichnet, daß das um die Längsachse mittels der a-Lenkung und um die Hochachse mittels der 99-Len-kung steuerbare Luftfahrzeug um die Querachse mittels Höhenruder (12) oder verstellbarer Höhenflosse (11) neigbar ist.

8. Luftfahrzeug nach Anspruch 1 und 2 oder den folgenden, dadurch gekennzeichnet, daß alle drei Lenkungen bei Aussetzen oder Nachlassen des motorischen Flügelantriebs oder bei Erreichen einer bestimmten Mindestflügeldrehzahl mittels einer von der Motoroder Umlaufflügeldrehzahl abhängigen Fliehkraftschaltvorrichtung sich selbsttätig auf den Zustand geringster Sinkgeschwindigkeit einstellen.

9. Lenkung nach Anspruch 1 oder den folgenden, bei welchen das Innenende einer Flügellenkstange eine Kreisbahn durchläuft, dadurch gekennzeichnet, daß für die a-Lenkung der nicht umlaufende Mittelpunkt (44) der Kreisbahn (43) in einem die Größe der Amplitude dieser Lenkung bestimmenden Abstand (46) vom Mittelpunkt der Umlaufwelle (2) einstellbar ist.

10. Lenkung nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß der Vektor (46) für sich oder gemeinsam mit der Einstellung der a-Lenkung um den Winkel qp vor oder rückwärts verlagerbar ist.

11. Lenkung nach Anspuch 9 oder 10, dadurch gekennzeichnet, daß der Radius (45) der Kreisbahn (43) gleich ist dem Abstand der Schwingachse (7) des Flügels (3) von dessen Anschlußstelle (8) an die Lenkstange (9).

12. Lenkung nach Anspruch 9 bis 11, dadurch gekennzeichnet, daß das Radialglied (45) mittels eines den Winkel y bestimmenden Getriebes einstellbar ist, das aus einem (gedachten) dreigliedrigen Gelenk (Dreieck 44, 48, 49) besteht, von dem ein Glied dazwischen zwei Punkten (44, 48) veränderliche Teil des Radialgliedes (45) ist und von dessen beiden übrigen Gliedern das eine Glied (51) synchron mit den Umlaufflügeln (3) umläuft und der Länge nach unveränderlich ist, während das andere Glied (50) nicht umläuft und einerseits in Richtung der gegen den Flügelumlaufkreis vorhandenen Luftstromgeschwindigkeit (v) einstellbar und andererseits derart in seiner Länge änderbar ist, daß das Längenverhältnis des umlaufenden Gliedes (51) zum nicht umlaufenden Glied (50) gleich dem Verhältnis der Flügelumlaufgeschwindigkeit (u) zur Luftstromgeschwindigkeit (v) ist.

Ergänizuinigsbliaitlt zur Patentschrift 646 376 Klasse 62 c, Gruppe 14/01.

Vom Patentsucher ist als der Erfinder angegeben worden: Adolf Sprater, Berlin-Frohnau.

Pat.-Samml. Nr. 9 wurde im „FLUGSPORT" XXIX., Heft 18, am 1.9. 1937 veröffentlicht.

ersten der Korpsführer Generalltn. Christiansen und Generalmaj. Wolff befand, zwischen 13 und 14 h erreicht wurde.

Gesamtsieger und Gruppensieger der Gruppe V: Meyer-Dresden (NSFK.) mit Beobachter Pareidt auf Focke-Wulf 44 283 Punkte, 2. Tank-Bremen (NSFK.) mit Beobachter Rothkegel auf Focke-Wulf 44 280 P., 3. Steinhoff-Darmstadt (i\SFK.) mit Beobachter Burk auf Klemm 278 P., 4. Seyband-Karlsruhe (NSFK.) 277 Z., 5. Schumacher 276 P', Taxis-Stuttgart (NSFK.) auf Klemm 35 271 P., 7. Klehweß-Litzmann-München 269 P., 8. Biberstein-Berlin 267 P., 9. Dinort-Braunschweig 265 P., 10. Gabriel-Berlin 265 P.

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Elektron-Preise sind mit Wirkung vom 1. 8. 37 für Elektronmasse um RM —.10 je kg gesenkt worden. Gleichzeitig erfolgt Lieferung nach allen Ländern.

Kennel, Dipl.-Ing., Hannover, ab 1. 10. 37 Dozent für Luftfahrtwesen Adolf-Hitler-Polytechnikum, Friedberg.

Lilienthal-Gesellschaft für Luftfahrtforschung, Hauptversammlung 1937 findet vom 12.—14. Okt. 37 in München statt.

500 Messerschmidt 109 sollen, wie „Flight" berichtet, am 1. 11. in Dienst gestellt sein.

Flug mit eigner Muskelkraft. Preisausschreiben der Polytechn. Ges. Frankfurt a. M. ist vom Korpsführer des NSFK. bis zum 1. 9. 1938 verlängert worden.

Ausland.

„Caledonia"-Atlantikflug mit Typ Short mit 4 Bristol-Pegasus-Motoren, Start am 20. 8. um 22.36 h in Neufundland und landete auf dem Shannon-Flughafen bei Foynes am 21. 8. um 10.09 h. Entfernung 2300 km, Flugzeit 11 Std. 33 Min. Durchschnittsgeschwindigkeit 270 km/h. Pegasus Startleistung 920 PS.

Bugatti-Flugmotor, ein 8-Zylinder von 4,5 1 Hubraum und 450 PS Höchstleistung, wiegt 0,5 kg/PS. Die Hubraumleistung von 100 PS/1 erinnert stark an Automobilrennmotoren.

Henschel-Jagdeinsitzer „Hs 123" mit BMW-Motor und VDM-Verstell-schraube, auf dem O. Schürfeld beim Züricher Flugmeeting im Steig- und Sturzflugwettbewerb den zweiten Platz belegte, zeigte die aus umstehendem Diagramm ersichtlichen Steigleistungen. Rechnet man 8 Sek. für den Start ab,

Hs. 123 im Steig- und Sturzflug -Wettbew.

Zürich 26. 7. 37.

3000 m-

h

Hit

2000 m -

S1orf

10 20 30 40 50 60 10 20 30 40 50 60 TO 20 30

Ballonsperre für Flugzeuge, wie sie 1917 in England versucht wurde.

Bild: Svensk Motor Tidning

dann beträgt die Steigzeit 440 auf 3000 m 107 Sek., entsprechend einer mittleren Steiggeschwindigkeit von 23,9 m/sec. oder 86 km/h. Die Höhe von 3000 m wurde über dem Meeresspiegel gemessen, so daß der Höhenunterschied nur 2600 m betrug (Seehöhe von Dübendorf 440 m).

Aspin Flugmotor, eine englische Konstruktion, über deren angeblich phantastische Leistungen wir bereits berichteten, arbeitet mit einem Drehschieber von konischer Gestalt. Jeder Zylinder des Vierzylinder-Boxermotors besitzt einen solchen Drehschieber, der durch eine Querwelle und ein Stirnradpaar angetrieben wird. Er ist zweimal in Kugeln gelagert und läuft mit halber Kurbelwellendrehzahl um. Eine Aussparung gibt nacheinander die Ansaugöffnung, den Kerzensitz und die Auslaßöffnung frei. Eine metallische Berührung zwischen Zylinderkopf und Schieber findet nicht statt. Der Kompressionsraum liegt im Schie-

--^>\V^^IH 11 MJ ber. Die Vermeidung von Teilen, die evtl. zum

)/C_——^^(0))ir)y In blühen neigen, gestattet ein hohes Verdich--<Zi---T^^Jir^wJJLIn I tungsverhältnis und dementsprechend niedrigen Brennstoffverbrauch. Die Angabe des Herstellers mit 145 g/PSh wird jedoch damit noch nicht verständlich.

II. Internationale Luftfahrt-Ausstellung Mailand findet vom 2—17. Oktober statt. Veranstalter Mailänder Messe. Infolge der günstigen Verkehrslage Mailands zum Ausland wird die Ausstellung stark besucht werden, um so mehr, da auf dieser Luftfahrt-Ausstellung wirklich viel Neues zu sehen sein wird. Die italienische Flugzeugindustrie marschiert, wie der überlegene Sieg im Flugwettbewerb Istres—Damaskus—Paris bewiesen hat, an der Spitze. Neben der Gruppe der ital. Luftfahrtkonstruktionen wird diesmal auch das ital. Ministerium in erhöhtem Maße an der Ausstellung, welche in dem 26 000 qm großen Sportpalast stattfindet, teilnehmen. Die Reichhaltigkeit der in 10 Gruppen unterteilten Ausstellungsobjekte geht aus nachstehender Zusammenstellung hervor. Gruppe 1: Land- und Wasserflugzeuge, Steilschrauber, Segelflugzeuge, Flugdrachen zur Beobachtung, Fesselballons, Fallschirme. Gruppe 2: Flugzeug- und Luftschiffmotoren, Magnete, Vergaser und sonstiges Motorenzubehör, Flugzeugschwimmer, Fabrikationseinrichtungen.

Gruppe 3: Vorrichtungen für die Landung von Wasserflugzeugen, Wassergleitflugzeugen und Booten. Gruppe 4: Metalle und Rohstoffe aller Art.

Gruppe 5: Meßgeräte und Bordinstrumente, drahtlose Telegraphie, Beleuchtungsund Sicherheitseinrichtungen.

Gruppe 6: Forschungs- und Versuchslaboratorium, Werkstoffprüfung, Werkzeugmaschinen und Werkzeuge.

Gruppe 7: Geräte für Wetterkunde, Flug-Photographie und Kinematographie, Photogrammetrie, ferner ausgeführte Arbeiten auf diesem Gebiete.

Gruppe 8: Zivil- und Militärflughäfen, Notflughäfen, deren Ausrüstung und Bauausführung, Projektoren, Scheinwerfer, elektrische Ausrüstungen für Landeplätze, Flugzeughallen, Krane, Signalvorrichtungen, Transportautomobile für Flugzeuge, Militär- und Zivilschulen, psychophysiologische Methoden der Untersuchung von Piloten, sanitäre Einrichtungen für den Flugtransport von Verwundeten.

Gruppe 9: Bekleidung, (Helme, Augengläser) in Verbindung mit der Ausrüstung des Flugpersonals.

Gruppe 10: Flugverkehrsdarstellungen, Fluglinien, Militär- und Zivilschulen, Waren- und Poststatistik und Literatur.

Die italienische nationale Luftfahrtindustrie wird in ihrer Gesamtheit vertreten sein. Vom Ausland haben ihre Teilnahme Belgien, die Tschechoslowakei, England, Frankreich, Polen und USA. zugesagt. Die deutschen Teilnehmer haben allein 2150 m2 belegt. Die Mailänder Luftfahrtausstellung verspricht somit die größte Ausstellung des Jahres 1937 zu werden.

Moskau—New York über die Arktis versuchte der Russe Lewanewski mit weiteren fünf Mann Besatzung auf einer viermotorigen Langstreckenmaschine in drei Etappen zu fliegen. Die Zwischenlandungen sollten in Fairbanks (Alaska) und Edmonton (Kanada) vorgenommen werden. Der Start erfolgte am 12. 8. Fluggewicht 35 t, davon 20 t Brennstoff. Leistung 3400 PS, Flächenbelastung 150 kg/m2. Nach Ueberfliegen der meteorologischen Station in der Nähe des Poles in etwa 8000 m Höhe setzte ein Motor aus. In einer Funkmeldung vom 14. 8. bittet die Besatzung um Mitteilung ihrer Position. Der Landeort ist jedoch noch nicht bekannt, da die FT-Zeichen zu schwach waren. An Bord der Maschine befinden sich Lebensmittel für einen Monat.

Die viermotorige Maschine von Lewanewski, eine Konstruktion von Toupoleff. Eigenartig ist das offenbar halb einziehbare Fahrwerk ausgebildet, dessen Räder

in den Hosen verschwinden.

Segelilug in Swakopmund*).

In Südwestafrika bringt der Winter mit dem heißen Ostwind in der Nami-wüste die besten Segelfluggelegenheiten. Das Rössinggebirge ist das Hauptübungsgebiet; es liegt von Swakopmund rund 40 km landeinwärts.

Die Woche vor dem 18. 7. brachte reichlich Ostwind. Am 17. 7. nachmittags brach eine kleine Expedition nach dem Rössing auf. Da der größte Teil der Flugschüler in Ferien weilt, müssen die alten Getreuen heran — freilich auch nur wenige! Mit großer Mühe wird der „Wolf" (Göppingen I) an den Startplatz gebracht. Nach Sonnenuntergang ist das Flugzeug startbereit; allein der Ostwind fehlt. Gegen 23 Uhr setzt er leicht ein, noch reicht seine Stärke nicht zum Start. Man versucht zu schlafen. Der Wind wird stärker. Der Autoschleppstart erfolgt 0.30 Uhr. Wenige Sekunden nur dauert der Start. Der Aufwind ist ausgezeichnet. Das fahle Mondlicht beleuchtet das Rössinggebiet gespenstisch.

Die Bodenmannschaft beobachtet den kühnen Flug ihres Lehrers Georg Ott. Fahrstuhlartig steigt der große weiße Vogel an dem Nachthimmel, zwei enge Kreise werden noch beobachtet; dann ist außer dem Mond und den Sternen nichts mehr zu sehen. Man sucht und sucht. Vergeblich! Schließlich kommt die Vermutung auf, es könne eine Notlandung stattgefunden haben. Planvoll geht es an das Absuchen des Geländes. Daß bei dieser Suche wilde Hunde in die Nähe des Startwagens kamen, mag den Lesern zeigen, mit welchen zusätzlichen Schwierigkeiten hier draußen gearbeitet werden muß. Der Untergang des Mondes gegen 3 Uhr verbietet in dem felsigen Gelände die weitere Suche. Ein paar Stunden erzwungene Ruhe. Mit Sonnenaufgang, gegen 7 Uhr, beginnt die Suche von neuem. Allmählich gewinnt man die Gewißheit, daß Ott nicht im Rössinggebiet gelandet sein kann. Immerhin ein Trost, aber wo soll nun gesucht werden? Der Pilot enthebt die Bodenmannschaft der weiteren Sorge, indem er 10.20 Uhr am Startplatz landet. Wie groß die allseitige Freude ist, braucht man nicht zu beschreiben.

Wie ist nun der Flugverlauf? Ott erlebt in Höhe des Rössingkammes einen Aufwind, wie er ihn noch nicht kennengelernt hat. Das Variometer steht unverrückt auf 5 m Steigung, mehr kann es nicht anzeigen. Der Höhenmesser steigt unentwegt. Die Luft weht warm. In 400 m Höhe ist der Start erfolgt. Jetzt sind 1400 m erreicht, aber noch zeigt das Variometer 5 m Steigung. Der Wind wird ungemütlich. Der Staudruckmesser zeigt eine relative Geschwindigkeit von 100 km/h. Langsam aber sicher fliegt der „Wolf", jedoch nicht vorwärts, sondern rückwärts. In engen Kurven gelingt es schließlich, aus diesem Gebiet wieder herauszukommen und auch Vorwärtsbewegung festzustellen. Unten fährt das Startauto am Hang entlang. Frieren sie, oder wird denen die Zeit lang? Ott beschließt, den günstigen Wind auszunutzen und auf Strecke zu gehen. Der Flug führt zunächst Khanaufwärts Richtung Chuosberge. Allmählich sinkt der Mond unter den Horizont, und die Sicht nach dem Boden geht verloren. Von jetzt wird mit Hilfe

Sowjet-Werbe-Flugtag 17. August, Moskau, bestand aus Figurenfliegen, wobei Namen wie Stalin, Lenin und der Sowjetstern an den Himmel geschrieben wurden; ferner 75 Fallschirmabsprünge aus 3 Flugzeugen; Schleppen von Segelflugzeugen auf 3000 m mit Ziellandungen; Kunstflugvorführungen von 5 Jagdeinsitzern. An Neukonstruktionen wurden ein viermotoriger Bomber und ein viermotoriges Flugboot gezeigt. Anwesend waren Stalin und Marschall Woroschiloff,

der Verteidigungskommissar.

Sikorsky baut für die Marine ein viermotoriges Aufklärungsflugboot, das im Aussehen dem Short-Typ „Empire" gleicht.

Bell-Kampfmehrsitzer „XFM-1" ist ein freitragender Mitteldecker mit zwei wassergekühlten Allison-V-Motoren, die über dem Flüge.l gelagert sind und auf Druckschrauben arbeiten. Der vordere Teil der Motorengondeln ist als Schützenstand ausgebildet. Einziehfahrwerk, 500 km/h Höchstgeschwindigkeit, 10 000 m Gipfelhöhe, 5 Mann Besatzung, 6 Abwehrwaffen.

des Kompasses Kurs gehalten. Es ist nicht gerade angenehm, zum ersten Male über unbewohntem gebirgigem Gelände in die dunkle Nacht hineinzufliegen. — Als der Morgen graut, heben sich die Usakosberge aus der Gegend ab und links nordöstlich kommt der Erongo heraus. Jetzt jagen sich die Gedanken: Noch 35 km bis zum nächsten Flugplatz in Karibib — über 80 km vom Rössing weg — deine Kameraden suchen dich aber in der weiteren Umgebung vom Rössing. Also zurück! Es ist bis jetzt geglückt, warum soll es nicht auch weiter klappen. — Das Tasten von Hangaufwind zu Hangaufwind beginnt. Unvergleichlich schwieriger ist dieser Teil des Fluges. Noch kurz vor dem Ziele stellen sich große Hindernisse in den Weg, eine kilometerbreite ebene Fläche. Wie wirst du da hinwegkommen? — Es gelingt. Der Rössing ist erreicht.

In sanftem Gleitflug setzt der Meister den „Wolf" am Startplatz auf. Alle afrikanischen Rekorde auf dem Gebiet des Segelfluges sind mit diesem einen Flug gebrochen. Es ist damit sicher ein wesentlicher Schritt vorwärts getan. Die Leistung verdient nicht nur für afrikanische Verhältnisse, sondern darüber hinaus von der gesamten Segelfliegerei größte Anerkennung. H.

*) Vgl. Abb. „Flugsport" 1935 S. 552 und 1937 S. 136.

Focke-Menscnrauber „Luftschraube" ist ein reiner Kühlventilator. „Ver-spannung" zwischen den Blättern ist nicht elastisch, sondern starr.

Keelavite-Umlaufpumpe. Anschrift The Keelavite Co. Ltd., Allesley, Nr. Coventry.

Armstrong-Whitworth „Ensign", das auf S. 274, 1937, besprochene viermotorige Landverkehrsflugzeug, soll 54 000 £ (650 000 RM) kosten.

Fliege: Gewicht = 0,08 g; Standschub = 0,16 g; Leistung = 0,6 mg/sek,

Literatur.

(Die im Inland erschienenen Bücher können von uns bezogen werden.)

Der Flugzeugwart (Motorenwart) v. Ziv.-Ing. Rieh. Hofmann. Bd. 3 d. Sammig. „Der Facharbeiter im Flugzeugbau". Carl Marhold Verlagsbuchhandlung, Halle a. S, Preis RM 3.80.

Nach einer einleitenden Beschreibung über Wirkungsweise und Aufbau von Flugmotoren sind die wichtigsten Typen (BMW, Argus, Junkers, Hirth, Bramo und Kroeber) besprochen. Ferner findet man die gebräuchlichsten Vergaser (Pallas, Stromberg, Zenith, Sum) und eine Beschreibung der elektrischen Ausrüstungen, wie Magnetzünder, Batterie, Anlasser, Generatoren und sonstiges Zubehör. Den Abschluß bildet ein Tabellenanhang für Bremsräder, Flugzeugreifen u. a. m.

Flieger-Handbuch herausgeg. v. Hptm. a. D. Jul. Schulz. 2. Auflage mit einem Geleitwort von Generalmajor Fr. Christiansen. Paul Härtung Verlag, Hamburg. Preis kart. RM 6.—, geb. RM 7.50.

Enthüllt wertvolle Beiträge von Männern aus der Praxis über Theorie des Fliegens, Flugzeugkonstruktionen, die Luftschraube, Wartung und Prüfung von Flugzeugen, Fliegerschulung v. Dipl.-Ing. Kurt Nickoll, Flugmotoren, wichtige Motorstörungen und ihre Ursachen, Kraftstoffe und Schmiermittel für Flugmotoren v. Dipl.-Ing. Plaut, Flugzeug-Bordgeräte v. Dipl.-Ing. Wolle, Wetterkunde für Flieger v. Dr. W. Stöbe, Flugnavigation v. Kapt. Alfred Steffen und Hans Kluge, Ueberlandfliegen v. G. A. Oldenburg, Langstreckenflüge mit Seeflugzeugen v. Hptm. E. Zimmer, Kunstflug v. Gerhard Fieseier, Segelflug v. Wolf Hirth, Das Luftverkehrsrecht v. E. Brauns, Flieger und Arzt v. Dr. A. Diringshofen.

DRP. 605 877 vVorrichtuKng zum

vrvi iww*#w# m Zusammenbau von aus rohrförmigen Bauteilen. Knotenblechen u. Versteifungsteilen bestehenden Flugzeugteilen" soll verwertet werden. Anfragen unter W 5587 an

ANNONCEN-KEGELER,

BERLIN-WILMERSDORF.

MINIMOA

Baujahr 1937, mit Transportwagen und Instrumentierung zu verkaufen.

Späte. Darmstadt,

Flugplatz. DFS.

größter Genauigkeit. Max Reinhardt, Berlin-Tempelhof,

Bessemerstr. 53/55 Fernruf 758355