Luftfahrt (Chronik und Geschichte) - Zeitschrift Flugsport Heft 10/1926

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Nr. 10 12. Mai 1926 XVIII. Jahrg.

Wo bleibt die Nationalspende für das Flugwesen ?

Die Pariser Verhandlungen über das Luftfahrtabkommen sind abgeschlossen. Bevor nicht der paraphierte Wortlaut vorliegt, nehmen wir von jedweden Veröffentlichungen Abstand. — Wichtiger ist, über die Zukunft nachzudenken.--Was nun? —

Die in die Tagespresse lancierten Notizen aus den verschiedenen interessierten Lagern macht stutzig. Nach Eckener bleibt der Fernverkehr und Polforschung nur dem Luftschiff vorbehalten. So las man noch Anfangs voriger Woche. Am Ende der Woche hat der Amerikaner Byrd auf 3 Motor Fokker den Nordpol erreicht.--Die eine

Attraktion ist weg. —

Dann die Angelegenheit Junkers-Flugzeugwerke. Arbeiterentlassung wegen Auftragsmangel. — Was in Deutschland fehlt, ist nicht schwer zu erraten. Die deutsche Flugzeugindustrie hat sich seit Friedensschluß durchgehungert. Für die Flugzeugindustrie hatte man kaum etwas übrig. Das Feld der Flugbegeisterung wurde von den „Leichter als Luft" abgegrast. Die gesammelten Millionen sind zu unrecht der Flugzeugindustrie entzogen worden. Das Interesse für die Luftfahrt ist in erster Linie seit Friedensschluß von den „Schwerer als Luft" erhalten worden. Man erinnere sich nur an die gewaltige Begeisterung, welche die ersten Segelflüge in der Rhön auslösten, wo man Deutschland in aller Welt zum erstenmal wieder Achtung zollen mußte. Dieses Verdienst kann nicht hoch genug eingeschätzt werden. Recht und billig ist es daher, das deutsche Flugwesen jetzt mit allen Mitteln zu kräftigen und zu fördern. Es ist dieses eine Pflicht des deutschen

Volkes.--Machen wir wie 1912, eine

National-Flugspende 1926.

Flugzeugmuster L. F. G. V 58.

Das Flugzeugmuster L. F. Q. V 58 ist zu Schul- und Sportzweckeij gebaut. Dem entspricht die Anordnung des Führers und Begleiters in einem gemeinsamen Sitz, der lediglich durch eine Windschutzscheibe von dem hinteren Sitz getrennt ist. Die Instrumente sind von beiden Sitzen aus gleich gut zu sehen, zumal sich der Tourenzähler und der Geschwindigkeitsanzeiger in einem Aufbau über der Karosserie befindet. Die Rumpfausführung um die Sitze herum ist doppelwandig, um diese Teile des Rumpfes bei Beschädigungen besonders zu schützen. Als Nebenzweck der Doppelwand im Führersitz wird ein sehr glattes Aussehen der Innenkonstruktion erzielt. Der Rumpf besteht vollständig aus Sperrholz. Durch das Schott im Rücken des hinteren Führersitzes kann man in das Rumpfinnere durch ein Mannloch gelangen. Nach dem Motor, einem 75 PS Siemens, zu, ist der Rumpf durch ein Brandschott angeschlossen, das aus einer Lage Dural, darunter Asbest, darunter Sperrholz besteht.

Der Motor ist an einem Stahlrohrrahmen befestigt, der an vier Punkten der Holme des Flugzeuges fest ist. Der Stahlrohrrahmen mit dem Motor kann seitlich aufgeklappt werden, ohne daß eine Leitung gelöst zu werden braucht. Die Zugänglichkeit des Motors ist also eine sehr gute. Die Benzintankanlage befindet sich im Baldachin, so daß der Motor lediglich durch Fallbenzin gespeist wird.

Die Flügel sind aus Sperrholz in der Weise ausgeführt, daß zwei hohe Kastenholme auf der unteren Seite durch eine massive Sperr-holzwand verbunden sind. Die diagonalen Kräfte in den Flügeln werden also nicht durch besondere Kabel im Innern der Fläche übertragen. Die Nase der Flügel und die inneren Felder der unteren Tragfläche sind vollkommen mit Sperrholz bekleidet. Die Tragflächen können in sehr einfacher Weise vom Baldachin und Rumpf durch Lösen von vier Bolzen getrennt werden. Außen ist ein J - Stiel in Duralausführung vorgesehen. Das Tragwerk ist mit elffacher Belastung berechnet. Ein Belastungsversuch mit dem 7,5fachen Lastvielfachen ergab nur ganz minimale Durchbiegung, so daß die Flügel als sehr starr angesehen werden dürfen, eine Eigenschaft, die mit zu den guten Flugeigenschaften des Flugzeuges beiträgt.

Hfl

L.F.G. V 58.

Das Fahrgestell zeigt die normale Durchführung mit einem durchgehenden Achsenrohr und zwei Distanzrohren, Diese drei hintereinander liegenden Rohre haben infolge einer gemeinsamen Duralent-wirbelung sehr geringen Widerstand.

Sämtliche Flossen und Ruder sind sehr reichlich bemessen, so daß das Flugzeug seinen eigentlichen Funktionen, dem Schulbetrieb, weitestgehend gerecht wird. Die Querruder sind an der oberen Tragfläche durchgehend angeordnet. Die Querruderwellen sind durch Hebel und Stoßstangen mit einer Knüppelsteuerung verbunden. Kabel und Seile sind bei der Querrudersteuerung vollkommen vermieden. Das Seitenruder ist besonders groß gehalten und ausgeglichen, um Wendungen beim Rollen bequem auszuführen.

An Stelle des 75 PS Siemens-Motors kann das Flugzeug auch mit dem 100 PS Bristol-Lucifer geliefert werden. Seine Leistungen erhöhen sich gegenüber dem sh-ll-Motor dann entsprechend.

Farman F 170.

Dieser in Holzkonstruktion ausgeführte Eindecker wird auch als Verkehrsflugzeug verwendet. An dem gegen den Rumpf abgestrebten Fahrgestell sind auch die Flügelstreben befestigt, eine Konstruktion, wie sie wohl in Deutschland nicht zugelassen würde. Der Führersitz

Farman F 170. Motor Farman 12 WE 500 PS.

liegt hinter dem Motor im oberen Rumpfteil. Dahinter schließt sich der Passagierraum mit acht Sitzen von 1,1 m Breite und 1,8 m Höhe an.

Eigenartig ist die Anordnung der Kühler seitlich am Hinterteil des Rumpfes. An dieser Stelle dürften sie weniger Beschädigungen ausgesetzt sein als wie im Vorderteil, wo sie auch störend bei einer guten Formgebung wirken.

Die Flügel von über die ganze Länge gleichbleibendem Flügelquerschnitt besitzen 16,10 m Spannweite. Gesamtlänge des Flugzeuges 11,75 m, Höhe 3,20 m, Flügelinhalt 52,5 m2, Motor Farman 12 W-E 500 PS, Leergewicht mit Ausrüstung 2018 kg, Gewicht des. Führers und Betriebsstoff 452 kg, Passagier- und Frachtgewicht 850 kg, gesamte Nutzlast 1302 kg, Fluggewicht 3320 kg, Belastung pro m2 64,2 kg, Belastung pro PS bei 2150 Umdrehungen 6,64 kg, Maximalgeschwindigkeit am Boden 203 km/Std., in 1000 m Höhe 197 km/Std., in 2000 m Höhe 191 km/Std., in 3000 m Höhe 183 km/Std., mittlere Geschwindigkeit 190 km/Std., 1000 m Höhe in 5 Min. 54 Sek., 2000 m Höhe in 14 Min. 25 Sek., 3000 m Höhe in 27 Min. 21 Sek., 4000 m in 58 Min. 45 Sek., Gipfelhöhe 4300 m.

Bei einer Motorleistung von 300 PS und somit verminderter Geschwindigkeit auf 180 km/Std. beträgt bei 0 m Wind die Flugdauer 5 Stunden und der Aktionsradius 900 km.

Gepaizertes Caproni Type 70.

Dieses Flugzeug ist als Jagdflugzeug sowie zur Bekämpfung der Infanterie zum Fliegen in geringer Höhe bestimmt. Der Rumpf des ganz in Holzkonstruktion ausgeführten Flugzeuges ist gepanzert. Zum Betriebe dient ein 500 PS Fiat oder ein 500 PS Asso-Isotta Fra-schini.

Oberflügel-Spannweite 14 m, Unterflügel-Spannweite 8 m, Flügeltiefe 2,50 m, Flügelinhalt 55 m2, Leergewicht 1310 kg, Nutzlast

Caproni Type 70.

820 kg, Gewicht belastet 2130 kg, Maximalgeschwindigkeit 200 km/Std., Minimalgeschwindigkeit 90 km/Std.

Luftkraftmessungen mittels Flüssigkeitsmanometers vom fliegenden Flugzeug.

Von Friedrich Budig, Berlin-Grünau.

III. Fortsetzung.

Als der Böeneinfluß am Anblaserand des vorwärts bewegten Tragflügels, wie im Heft 8 geschildert, an verschiedenen Flugzeugen bestätigt war, folgerte die Ueberlegung, daß am Höhenleitwerk eine ebenso regelmäßige, entgegengesetzt Wirkende Drehkraft gleichzeitig einsetzen müsse, wenn die Bedingungen der Längs-istabilität erfüllt sein sollen. Da mittels 20 Manometern die Böenwirkung an der Gesamtfläche des Höhenleitwerkes in einem Meßbild dokumentiert werden kann, war ferner die Möglichkeit geboten, aus Messungen am Höhenleitwerk auf die Gesamt wir kung am Tragflügel zu schließen. Dabei mußte sich zeigen, ob das Ergebnis des am Tragflügel willkürlich herausgegriffenen Meßbereiches die Vorgänge am gesamten Tragflügel kennzeichnet. Neben diesen Folgerungen regten auch Beobachtungen beim Einfliegen neuer rIy pen zur Untersuchung des Höhenleitwerkes an. In der Praxis festgestellte Differenzen mit der rechnerisch ermittelten Längs-lastigkeit konnten nur durch nicht genaue Kenntnis der Größe der Luftkräfte am Höhenleitwerk erklärt werden. Tatsächlich sind später durch Flossendruckmessungen an verschiedenen R u m p 1 e r - Fl u g z e u g e n bei gleicher Anstellwinkelschrän-kung verschieden große abwärts gerichtete Luftkräfte gefunden worden. —

Ein solcher Unterschied ist am markantesten am Höhenleitwerk der Ru C IV hervorgetreten. Seit Juni 1917 bestand dieser große Unterschied nicht mehr, weil nach Kenntnis desselben die Einstellung der Höhenflosse geändert und die obere Tragfläche entsprechend nach vorn geschoben worden ist. Ru C IV und die ähnliche Ru C VII sind in großer Zahl als Fernaufklärungsflugzeuge gebaut worden und standen mit Steig- und Geschwindigkeitsleistung bis in den letzten Kriegstagen an erster Stelle. Viele Frontflieger werden daher die Meßergebnisse mit eigenen Wahrnehmungen in Zusammenhang bringen können und dadurch eine fest begründete Einsicht in die Eigenschaften dieser schnellen Maschine gewinnen.

Anfang Mai 1917 habe ich im Motorflug an der Höhenflosse von Ru C IV abwärts gerichtete Luftkräfte in vierfacher Größe wie bei Ru C I gemessen. Nur zum Teil ist diese Erhöhung auf verbesserten Flächenumriß und Profil zurückzuführen. Dies hat die Erfahrung am Rumpier 6 A 2 Versuchsflugzeug gelehrt. Dort wurde erstmalig die flache Dämpfungsflosse mit der neuen Form ausgetauscht und dabei eine wesentlich geringere Zunahme der abwärts gerichteten Luftkraft festgestellt. Die Gegenüberstellung beider Ergebnisse zeigt, daß im Abwindbereich dieser Flugzeuge Unterschiede des Luftzustandes vorhanden sind, die noch nicht mit genügender Zuverlässigkeit durch Rechnung erfaßt werden können. Flossendruckmessungen im Fluge sind eine Erfahrungsquelle, aus welcher man Anhaltspunkte über das Wesen der Erscheinung im Luftbereich hinter den Tragflügeln schöpfen kann.

Jedes der sechs Einzelbilder in Abb. 14 und 15 enthält die genaue Zeichnung des unteren Tragflügels von Ru C IV und daneben den Schnitt der Höhenflosse mit der im Fluge eingehaltenen Lage des Höhenruders. Raumersparnis wegen ist auf der Zeichnung die Höhenflosse an den Tragflügel herangerückt und der richtige Flächenabstand im Bild mit Maßen bezeichnet. Am1 Tragflügel rechts von den Insassen befanden sich in einer Reihe die MeßÖffnungen, von Flugzeugmitte 3 m -entfernt angeordnet. Abb. 16 zeigt das Höhenleitwerk im Grundriß und die Lage der dort eingesetzten sechs Meßreihen. An dem rechten Tragdeckstiele vorn außen und 50 cm über der mittleren Meßreihe an der rechten Höhenflossenseite befand sich je ein Staudruckmesser. Der obere Tragflügel ist zunächst nicht mitgemessen

worden, weil die dortigen Vorgänge als übereinstimmend mit den Vorgängen am unteren Flügel bekannt waren. —

(L

Abb. 16.

Vor Ausführung der in Abb. 14 und 15 wiedergegebenen Stabllitäts-beobachtungen ist das ganze Höhenleitwerk separat untersucht worden. Durch Beobachtungen der Druckverteilung bei auf treffenden Böen wurden die Stellen größter Druckschwan-kungen aufgesucht und

vorgemerkt. So kam es, daß die Meßreihen c—d und ci—di der Höhenflossenunterseite neben der Meßreihe am Tragflügel zur Darstellung des Stabilitätsvorganges ausgewählt waren, da der Kern des Vorganges mit den 20 Manometern in einer Messung erfaßt werden sollte. —

Die reichhaltigen Unterlagen über meine Untersuchung am gesamten Höhenleitwerk sind leider nicht wiedergefunden, weshalb der Gesamtzustand am Höhenleitwerk nur der Form nach wiedergegeben werden kann. Der ungefähre Druckverlauf in der Meßreihe c—d ist im Bild 1 punktiert an die gemessene Kurve angefügt. In den Meßreihen a—b (Abb. 16) wurden die Luftkräfte in derselben Form, aber größer, festgestellt, während die Meßreihen e—f ebenfalls gleiche Form, aber kleinere Luftkräfte aufwiesen. Die Luftkräfte am Höhenleitwerk Ru C IV haben also von Mitte Rumpf nach außen zugenommen, und vorliegende Messungswerte stellen ungefähr den Mittelwert an der gesamten Unterselte der Höhenflosse dar. —

Im Motorflug behielt das Höhenruder seine einmal eingenommene Lage bei, da die Höhenflosse die Druckpunktwanderung am Tragflügel stabilisiert hat. Durch Verlegen des Schwerpunktes am Flugzeug sind nun bleibende Ausschläge des Höhenruders herbeigeführt und die jeweilige Druckverteilung im Fluge gemessen worden. Es zeigten sich nur am Höhenruder selbst und in kleinem1, vor diesem liegenden Bereich der Höhenflosse Druckänderungen, die der eingehaltenen Lage des Höhenruders entsprochen haben. Auf den vorderen Rand der Höhenflosse hat das Verstellen des Höhenruders gar keinen Einfluß ausgeübt. Die Luftkräfte an diesem vorderen Flächenteil haben sich in vollständiger Abhängigkeit vom jeweiligen Flugzustand befunden, ohne die Ausschläge des Höhenruders zu empfinden. Diese Erscheinung war mir durch vorherige Untersuchung der Querruder in verschiedenen Stellungen bereits bekannt, erscheint aber an der Höhenflosse mehr hervorspringend, weil hier der gesamte hintere Rand der Fläche verstellt wird und der verstellte Flächenanteil etwa ebenso groß als der nicht verstellte Teil der Fläche ist. Der Schraubenwindeinfluß am Höhenleitwerk im ungestörten Flugzustand geht aus Bild 1 hervor.

Im ungestörten Flugzustande verläuft die Druckverteilung des Tragflügels (Bild 1) wie im Bild (3) im vorigen Aufsatz befunden ist. Abweichungen in der Größenordnung bestehen namentlich am Profilrücken, wo im vorliegenden Falle rascher stufenartiger Druckabfall stattfindet. Beachtenswert ist die Beobachtung, daß der auffällige Schwächezustand des Druckverlauf es an der Oberseite des Tragflügels gleichzeitig mit der Verschlechterung der Steigleistungen und erst nach halbjährigem intensiven Gebrauch des Versuchsflugzeuges auftrat. Druckmessungen im Oktober 1916 wiesen am selbigen Flügel eine glatt verlaufende Kurve und größere Saugkraft am Profilrücken nach. Da äußere Merkmale einer Veränderung nicht aufzufinden waren, führten Nachforschungen über die Ursache der Erscheinung zu keinem eindeutigen Ergebnis, und anderer Aufgaben wegen mußte die endgültige Lösung unterbleiben. Auf die Ergebnisse der vorliegenden Stabilitätsbeobachtungen ist der Druckabfall am Profilrücken des Tragflügels ohne Bedeutung. —

Durch Auswerten von Einzelphotographien der Böeneinflüsse sind die Kurven in den Bildern (2). bis (6) gewonnen. Abb. 17 veranschaulicht das Original des

IH II H II 111

Abb. 17. Bild 6 in Abb. 15.

Bildes (6). Alle einzeln angefertigten Photographien von Böen sind notgedrungen Zufallsprodukte. Ein Aussuchen nach Wunsch gestattet ■die Behendigkeit der Böe nicht. Dies lehrt die Erfahrung jeden Versuchausführenden. Fast alles, was man am 'Manometer während der Böe .sieht, ist anders als die Vorstellung, die man sich über Böenwirkung durch Hineindenken machen kann. Volle Klarheit hierüber bleibt selbst dem' besten Flieger vorenthalten, weil es ihm nicht möglich ist, sein Gefühl auf den Verlauf der unsichtbaren Einzelvorgänge an den Flugflächen einzustellen. Die Wahrnehmungen des Flugzeugführers über die Luftkräfte reduzieren sich auf die am Sitz angreifende Gesamtwirkung

des Auftriebes und das durch die Steuerorgane übermittelte Gefühl. Diese Wahrnehmungen sind und bleiben des Fliegers Grundlage zur Beherrschung seines Flugzeuges. Das Wissen des Fliegers braucht damit nicht begrenzt zu sein; es könnte gefördert werden, wenn dem Flugschüler als Passagier ab und zu in seinem Schulflugzeug am Manometer das Verhalten der einzelnen Luft-Kräftegruppen gezeigt werden würde. —

Am Manometer beobachtet, erscheinen die Ausmaße einer Böe sehr groß, weil die Böenwirkung immer über das ganze Flugzeug ausgebreitet auftritt. Den Rand einer starken Böe, d. h. den Zustand, in dem nur die Hälfte des Flugzeuges in der Böe steckt, habe ich nie vorfinden können. Dieser Umstand findet eine Begründung in der von Professor Dr. Fr. Ahlborn angegebenen Gestalt der Böen, einer in dünne, zopfartige Spitzen auslaufenden, sich drehenden Luftwalze. Der beobachtete explosionsartige Anstieg und das meist sofortige Zurückfallen der Manomet erstände weist auf eine scharfe Dickengrenze der begegneten Luftwalze hin. Der Abstand der Walzen voneinander ist meistens verschieden groß, ebenso die Stärke der aufeinanderfolgenden Böen. Eintreffen und Aufeinanderfolge sowie Dauer und Kraft des Einwirkens der Böen können nicht vorausgefühlt werden. Die Drehung der Luftwalzen bringt sicherlich ein großes Durcheinander auf- und absteigender Strömungen hervor, unter welchem nach meinen Feststellungen in Heft 8 der Staudruck des Anblaserandes eine geregelte Auslese vornimmt. —■

Einzelne Böeniphotographien werden erfahrungsgemäß am besten unter Zuhilfenahme des Staudruckmessers hergestellt. Beginnt, durch die Böe betätigt, das Staudruckmanometer anzusteigen, so muß auch schon geknipst werden. Man hat gar keine Zeit, erst abzuwarten, ob die Böe kräftig ist, sonst wird der Höhepunkt der Böe verpaßt und die Manometer in der Periode des Zurückfallens Photographien. Allgemein sieht man die Böen am Manometer infolge des stattfindenden Einblickes in die Kräftegruppen heftiger, als diese durch den Stoß am Flugzeug mit dem Gefühl wahrgenommen werden, weil die Gesamtluftkraft am Flugzeug bei Böen nur die Querlage wesentlich beeinflußt. —■

Bild (2) zeigt die Wirkung einer leichten Böe, von rechts vorn auftreffend. Der innehabende Fliigzustand im Augenblick der Böe ist im Bild (1) wiedergegeben, denn es bestand die Absicht, die Photographie als Beweis des genauen Auftragens der Ankerbungen an den Streifen bei übereinstimmendem Manometer-^ustande anzufertigen. Dies gelang nicht, denn im Augenblick der Aufnahme traf unverhofft eine leichte Böe ein, während ich die Manometerstände mit den Ankerbungen an den Streifen gleichstehend sah. Bild (1) ist mittels der Abmessungen der Ankerbungen aufgestellt. Bild (3) bringt die Wirkung einer Böe, im Flugzustand ähnlich Bild (1), bei stark gedrosseltem Motor kurz vor dem Landen. Bild (4) zeigt eine sehr schwache Böe in schnellem Flugzustande unter verkleinertem Anstellwinkel fliegend und gibt den innehabenden Flugzustand der .kräftigen ßöenbilder (5) und (6) wieder. —

Diese letzten Böenbilder halten nun die Böenwirkung auf die Längs- und Querlage des Flugzeuges mit großer Deutlichkeit fest. In Bild (5) trifft die Böe wiederum von vorn rechts auf. Man erkennt die charakteristische Ausdehnung der Plus- und Minuszone, am Anblaserand und entdeckt im Schwinden der Pluszone am Austrittsrande das erste Anzeichen, daß die Böe von der rechten Seite am Tragflügel eingetreten ist. An der Höhenflosse findet gleichzeitig rechts eine Verminderung und links eine kräftige" Vermehrung der abwärts gerichteten Luftkraft statt, die zweite Folge der Böenwirkung von rechts. Trifft die Böe von links ankommend das Flugzeug, so vollzieht sich, mit Ausnahme am Anblaserand, derselbe Vorgang in entgegengesetzter Kraftwirkung, wie im Bild (6) veranschaulicht ist. —

Alle, von vorn kommenden Böen haben, wie jede Staudruckvermehrung am Flugzeug, immer ein beiderseits gleich großes Zunehmen der abwärts gerichteten Luftkräfte an der Höhenflosse bewirkt. Die Vorgänge im Druckzustand an der Höhenflosse im Geradeausflug ohne Seitenwind befinden sich also im Einklang mit den am Anblaserand der Tragflügel gefundenen Vorgänge..—

Die aufgezeichneten Böenkräfte am Flugzeug stimmen mit den beobachteten Flugeigenschaften der Ru C IV überein und bilden die Grundlage zur Erklärung dieser Eigenschaften. Bei Vergleich der Bilder (l):uhd (4) sieht man den Vorgang statischer Längsstabilisierung. Die Rückwärtsbewegung des Druckpunktes am Tragflügel wird dort durch gleichzeitig auftretende Zunahme der abwärts gerichteten Luftkräfte an der Höhenflosse selbsttätig .stabilisiert. Noch kräftiger ansteigende Zunahme der abwärts gerichteten Kräfte an der Höhenflosse findet bei Uebergang in .den Sturzflug statt, aus welchem deswegen das Flugzeug selbstätig aufgerichtet wird. Nach Abstellen des Motors wird das Flugzeug etwas kopflastig. Dies ist infolge Verminderung der abwärts gerichteten Kräfte an der Höhenflosse bei fehlendem Propellerwind nach Bild (3) verständlich und zum Uebergang in den Gleitflug erwünscht. —

Die dynamische Längsstabilität des Flugzeuges ist unter kleinem Anstellwinkel fliegend ebenfalls sehr gut, denn die taktmäßige Rückwärtsbewegung des Druckpunktes bei jeder Böe wird durch gleichzeitige, fast immer proportional auftretende Vermehrung der abwärts gerichteten Gesamtkraft an der Höhenflosse automatisch stabilisiert. Nicht genau bemessene Vermehrung dieser Gesamtkraft an der Höhenflosse — wahrscheinlich infolge des gestörten Propellerwindes hervorgerufen — findet im komplizierteren Falle, bei Auftreffen heftiger Seitenböen, statt. Die Bilder (4), (5) und (6) sind Belege dieser Feststellungen. —

Bei Seitenwind wird die Querlage durch die gut sichtbare Kippkraft an den Austrittsrändern der Tragflügel beeinflußt. Gleichzeitig und gleichgerichtet erscheinen erhebliche Kippkräfte an der Höhenflosse, glücklicherweise an kleinem Hebelarm angreifend. Nimmt man den Tragflügel in Bild (6) ohne die Höhenflosse in das Bild (5) auf und bezeichnet diesen Flügel als den linksseitigen Tragflügel des Flugzeuges, so entsteht ein Gesamtbild der Kippkraft am Flugzeug, die durch eine Böe von rechts bedingt ist. In das Gesamtbild sind allerdings die an den Flügelaußenenden wirkenden Kippkräfte nicht aufgenommen; diese Kräfte können näherungsweise der entgegengesetzt wirkenden Hubverminderung an der Oeff-nung 34 in Bild (5) gleichgesetzt und so aus unserer Betrachtung ausgeschaltet werden. —

Durch später ausgeführte Messungen ist auch am Austrittsrand der oberen Flügel das Auftreten der Kippkraft mittels der Seitenwindfühler gefunden worden. Infolge der Einwirkung dieser Kippkraft sind die Querruder am Oberflügel zum Ausweichen bereit und deshalb in der Böe leicht zu betätigen. Benachteiligt durch diese Erscheinung, wirken bei Ru C IV, wie dies bei manchen anderen Flugzeugtypen heute noch der Fall ist, die Querruder erst nach größeren Ausschlägen ,oder nachdem zugleich mit der Böe die merkwürdige Erscheinung am Austrittsrand der Tragflügel verschwindet. Die Kenntnis des Vorganges am Austrittsrand erschließt nun die Richtlinien, die zur Verbesserung der Querruderwirkung gebraucht werden. —

Die seitlichen Druckschwankungen an der Höhenflosse unterstützen durch heftigen Stoß die Kippwirkung am Austrittsrand der Tragflügel. Ebenso heftig tritt der Rückstoß an der Höhenflosse ein, sobald die Böe durchflogen ist. Deshalb sind bei Ru C IV die seitlichen Schwankungen in den Böen von hart begrenzter und geringer Amplitude. Bei sehr kurz dauernden Böen kommt es vor, daß das Flug--zeug infolge Aufhörens der Kippkräfte und durch den Rückstoß an der Höhenflosse

selbsttätig aus der Schräglage aufgerichtet wird, ehe die Reflexe des Führers das Betätigen der Querruder übermitteln. —

Neben diesem Einblick in die guten Eigenschaften des Flugzeuges mit hochbelasteter Höhenflosse erhält man durch die Druckmessungen' Einblick in die Störungen bei nicht sachgemäßer Einleitung des Kurvenfluges. Im Kurvenflug vor» kommendes Schieben und Schwenken des Flugzeuges bringt die nachgewiesenen Kippkräfte zeitlich eindrucksvoller hervor, als die kurz dauernde Böenwirkung es tun kann. Dies geschieht im schnellen Fluge heftiger als im langsamen. Die Wendefähigkeit des Flugzeuges steht also in engem Zusammenhang mit der Größe der Belastung des Leitwerkes durch Luftkraft. Die Höhenflosse des statisch vollkommen längsstabilen Flugzeuges wird um so höher belastet sein, je schneller das Flugzeug fliegt. Gibt nun der Flieger im schnellen Flugzustand Seitenruderausschlag, so ist die erste Folge ein plötzliches seitliches Kippen der Flugzeuges. Da der Schwerpunkt bei belasteter Höhenflosse vor der Resultante der Luftkraft am Tragflügel liegt, wird als nächste Folge das Flugzeug plötzlich schwanzlastig, weil es in noch unverändertem Flugzustand in die Schräglage zur Schwerkraft gebracht wurde. — Diese beiden Vorgänge, heftiges Kippen mit nachfolgender Schwanzlastigkeit, können beim Wenden im Fluge mit hochbelasteter Höhenflosse blitzschnell aufeinanderfolgen und das Abtrudeln des Flugzeuges einleiten. Man sieht durch Vergleich der Druckbilder, daß Verlangsamen der Fluggeschwindigkeit vor Eintritt in die Kurve die Belastung der Höhenflosse vermindert und so die Gefahr des Abtrudeins beim Wenden beseitigt. —

Das durch belastete Höhenflosse längsstabil gemachte Flugzeug kann aber in böigem Winde nicht leicht mit großem Anstellwinkel geflogen werden. Druckbild (3), eine beim Landen photographierte leichte Böe von rechts, erklärt uns die Ursache. Auch im langsamen Flugzustand sind an der Höhenflosse des längsstabilen Flugzeuges immer noch die abwärts gerichteten Luftkräfte vorhanden. Diese vermehren sich in der Böe. Darum ist der Führer bei böigem Wetter gezwungen, große Anstellwinkel der Tragflügel zur Flugbahn zu meiden, weil sonst die Böe am Tragflügel die Hubkraft stark vermehrt und so im Verein mit der entgegengesetzt wirkenden Luftkraft an der Höhenflosse das Flugzeug in den überzogenen Flugzustand hinüberlenkt. Um das zu verhüten, müssen auch beim Landen die großen Anstellwinkel bei böigem Wetter vermieden werden, Alle mittels fester Einstellung der Höhenflosse statisch längsstabil gebauten Flugzeuge benötigen aus diesem Grunde eine größere Landegeschwindigkeit. —

Soweit mir bekannt ist, sind die beschriebenen merkwürdigen Böenwirkungen am Tragflügel und deren Einfluß auf das hinten liegende Leitwerk von anderer Seite noch nicht erklärt worden. Trotzdem sind nicht nur Rumplerflugzeuge, sondern glücklicherweise alle normalen Tragflügel den gefundenen Regeln unterworfen. Den Beweis des Zutreffens kann man, auf die Baumuster zurückblickend, an der Erhaltung der Art und Form der Stabilisierungsmittel am Flugzeug erkennen. — Nach meinen Ausführungen versteht sich von selbst, daß zum Aufrechterhalten der Querlage das Beseitigen der Kippkräfte am Tragflügel das Ausweichen mit dem Austrittsrand im Vordergrund stehen muß. Die Praxis bestätigt dies durch Anwenden genügend langer Querruder am Austrittsrand der Tragflügel, ein Verfahren, womit alle inzwischen versuchten anderen Mittel der Querstabilisierung erfolgreich verdrängt werden. —

Wesentliche Leitwerkbelastung durch Luftkraft wird heute vermieden. Deswegen auftretende Lastigkeitsunterschiede in den verschiedenen Flugzuständen findet der Flieger weniger belangreich als Störungen der Querlage beim Wenden und Landen durch belastete Leitwerke. Nicht ohne derartige Gründe ist man allmählich im Steigfluge zum tragenden Leitwerk übergegangen und verstellt infolgedessen die Höhenflosse beim Uebergang in den schnellen Flug, um die beträchtlichen Lastigkeitsunterschiede eines solchen Flugzeuges auszugleichen. Der Zweck dieses absichtlichen Verzichtes auf selbsttätige Längsstabilisierung findet seine Begründung im Vorhandensein der dargestellten Böenwirkung am Tragflügel. Die gefundenen Vorgänge zeigen, daß es nicht möglich ist, mit einer fest eingestellten Höhenflosse die Böenwirkung am Flugzeug in allen Flugzuständen günstig aufzufangen. Die Lösung der Aufgabe mittels Verstellflosse ist zwar die nächstliegende, aber sicher nicht vollkommene, denn die angewandte .Art der Flossenverstellung erfordert gut ausgebildete und erfahrene Flugzeugführer. —

Die gefundenen Kippkräfte veranschaulichen das Zustandekommen von Schwingungen des Hinterholms nachgiebiger Tragflügel. Das Zusammenwirken der Kippkräfte an Tragflügel und Leitwerk bildet die Ursache, deretwegen solche Schwingungen eine Steigerung erfahren können, bis Flügelbruch eintritt. Da die erheblichen Luftschläge am belasteten Höhenleitwerk durch den Rumpf sich fortpflanzen, werden die Hinterholmsanschlußpunkte des Tragflügels durch diese Schläge angestoßen. Die Hinterholmbasis erfährt infolgedessen eine Erschütterung, und zwar im Zeitpunkt, in welchem die Kippkräfte am Austrittsrand des Tragflügels auf den Hinterholm übertragen sind. Dabei etwa erzeugter Schwingungsweg des Hinterholms wird durch das Anstoßen der Hinterholmbasis vergrößert. Nun bringen aber die zu beiden Seiten entgegengesetzt schwingenden Austrittsränder der Tragflügel eine Verstärkung der Luftschläge am Höhenleitwerk zustande, welch letzteres in der Folge verstärkte Stöße an die Hinterholmbasis weiterleitet. Diese Erscheinung habe ich durch Experiment bestätigt gefunden. Durch fortgesetztes rhythmisches Betätigen der Querruder im Geradeausflug bei ruhiger Luft konnte das belastete Höhenleitwerk der Ru C IV zu heftigen Schwingungen angeregt und der kräftige Rumpf dieses Flugzeuges hierdurch tordiert werden.

Im schnellen Fluge, wo die Austrittsrandkräfte am Tragflügel und die Belastung des Höhenleitwerks am größten sind, ist das Anwachsen der Flügel und Leitwerkschwingungen am ehesten möglich. Die Flügeltorsion nach in Heft 8 geschilderter Art, hervorgerufen durch das rhythmische Rückwärtswandern des Druckpunktes in Böen, mildert an einer Flügelseite die Hinterholmsehwingung.

Berlin-Grünau, den 1. März 1926.

Berichtigung:

Im vorigen Aufsatz in Heft 8 soll es heißen: Seite 148, Zeile 3: in Bodennähe, anstatt: die Bodennähe; Seite 149, Zeile 51: die Oeffnung, anstatt: der Oeffnung; Seite 151, Zeile 41: am Anblaserand, anstatt: im Anblaserand.

Bei dem Mangel an Leichtmotoren für Leichtflugzeuge in Deutschland haben wir seit längerer Zeit die Motorenindustrie für Kleinkrafträder für den Bau solcher Motoren zu interessieren versucht. Hauptsächlich waren es die Zscho-pauer Motorenwerke, welche Interesse hierfür bekundeten und ihre Motoren spezialisierten.

Wir erhalten von Ing. Seyffer nachstehenden Artikel:

Die Hauptforderungen, die man an einen Kleinflugmotor stellt, sollen im nachfolgenden näher entwickelt werden.

1. Der Kleinflugmotor muß eine genügende Stärke, bedingt durch ein Mindesthubvolumen, aufweisen, das man mit minimal 14 PS einsetzen muß, eine Leistung, die bei Viertaktmotoren mit zirka 500 cm3, von Zweitaktmotoren mit zirka 400 cm3 Hubvolumen unter Anwendung der heute üblichen Konstruktionsprinzipien zur Erzielung von Dauerhochleistungen ohne Materialüberbeanspruchung erreicht werden kann.

DKW-Motoren als Flugmotoren.

E

Wassergekühlt, mit oder ohne Untersetzung, Schwungrad-

Abb. 1.

seile.

Es sei hier auf die Angaben der A. J. Stephenson-Motor-Comp. lt. Motor-cycle verwiesen, wonach deren kopfgesteuerter Einzylinder-Viertaktmotor 350 cm3 14 PS leistet. Der kopfgesteuerte Zweizylinder-Viertaktmotor (Horizontalmotor) des B.M.W.-Sportmodells soll 21 PS leisten, eine analog gleiche Leistung.

Diese Leistungsangaben decken sich ungefähr mit denen der bekanntesten englischen Motorenfirma J. A. P., deren 976-cm3-Viertakt-V-Motor kopfgesteuert 45-Brems-PS ergibt, und. die garantiert, daß keiner, dieser. Sportmotoren unter 40-PS-Bremsleistung den Prüfstand verläßt. Die oben angesetzte Mehrleistung bei gleichem Hubvolumen von Zweitaktmotoren von 25 % dürfte unter gewissen Bedingungen sicher nicht zu hoch gegriffen sein.)

2. Bei dieser angegebenen Minimalleistung soll das Gewicht pro PS möglichst gering .sein, soll aber keinesfalls 1,5 kg/PS übersteigen, was von stärkeren Flugmotoren ebenfalls erreicht wird.

3. Der Kleinflugmotor soll möglichst erschütterungsfrei laufen, damit das Flugwerk möglichst leicht gebaut werden kann.

4. Als Flugmotor ist größte Betriebssicherheit Hauptgebot, d. h. also möglichst einfacher Aufbau.

5. Um einen möglichst günstigen Wert von Gewicht : PS zu erreichen, ist die Anwendung hoher Motordrehzahlen, andererseits zur Erreichung eines günstigen Schraubenwirkungsgrades ein zuverlässiges Untersetzungsgetriebe notwendig.

Diese Forderungen wurden bei der Konstruktion des DKW-Motors der Zscho-pauer Motorenwerke J. S. Rasmussen A.-G., Zschopau, genauestens beachtet.

Der Motor ist ein Zweizylinder-Horizontalmotor und ist ebenso wie die in fast 90 000 Exemplaren laufenden DKW-Einzylinder als Zweitakter hergestellt unter gewissenhafter Kontrolle, aus allerbestem Rohmaterial nach den Grundsätzen modernster Serienfabrikation (alle Teile auswechselbar)»

Der DKW-Zweizylindermotor ist liegend angeordnet mit zwei gegenüberliegenden Zylindern und mit um 180° versetzter Kurbelwelle. Die Kolben laufen also gleichzeitig zusammen und liegen sich fast genau gegenüber, so daß ein vollkommener Massenausgleich erzielt wird; hierdurch läuft der Motor vollkommen vibrationsfrei, was auch dadurch erreicht wird, daß die Zündung in beiden Zylindern gleichzeitig erfolgt.

Die Kurbelwelle ist aus einem Stück hergestellt, im Gesenk geschmiedet, allseitig bearbeitet, gehärtet und geschliffen.

Die Pleuelstangen laufen auf Rollen auf der ungeteilten Kurbelwelle, so daß die Pleuellagerung absolut solid ausgeführt ist. Die Kurbellager sind teilweise überdimensionierte Kugellager, teilweise Rollenlager. Sämtliche Lager und Lagerteile sind leichtest auswechselbar. Der Hub der Kurbelwelle beträgt 64 mm.

Das Untersetzungszahnradgetriebe, zuverlässig konstruiert, ist am1 Motorgehäuse angeflanscht und mit einem Untersetzungsverhältnis 1 : 2,4 ausgeführt, so daß die mit zylindrischem oder konischem Schafte in jeder Länge auszuführende Untersetzungswelle (25 mm Durchmesser) bei einer Motordrehzahl n = 3600 = 1500 Umdrehungen macht. Je nach Wunsch kann Zug- oder Drucklager in das Untersetzungsgetriebe eingebaut werden.

Jedoch ist auch die Ausführung des Motors ohne Untersetzungsgetriebe mit direkter Kraftabnahme von dem Kurbelwellenende, das ebenfalls zylindrisch oder konisch ausgeführt wird, lieferbar.

Das eigentliche Motorgehäuse, in Leichtmetallguß hergestellt, hat ein solides Fundament, so daß die Befestigung des Motors an zwei Durchgangsbolzen oder durch Fundamentbolzen erfolgen kann. Ein weiterer Vorteil des Zweitaktmotors ist, daß er stehend oder hängend, also mit Fundament und Getriebe nach oben oder unten, gleich günstig verwendet werden kann.

Die Zündung erfolgt durch den auf dem einen Kurbelende sitzenden spritzwasserdichten Schwungradzündapparat mit feststehenden Ankern und einem absolut zuverlässigen, leicht zugänglichen Unterbrecher.

Die Zylinder sind aus Spezialgrauguß hergestellt und werden mit Kühlrippen für Luftkühlung bezw. mit Wassermantel mit allseitig passenden Wasserzuflußöffnungen ausgeführt.

Abb. 2, Direkter Antrieb, wassergekühlt, Antriebsseite mit Untersetzungsteilen zerlegt.

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Abb. 2. Luftgekühlt, Antriebsseite mit Untersetzung.

Hervorzuheben ist noch die Möglichkeit einer vorübergehenden Leistungssteigerung, die den DKW-Motor besonders gut als Flugmotor geeignet erscheinen läßt.

Das auf beide Zylinder führende Ansaugrohr trägt zwei Spezialvergaser, die durch zwei getrennt zu bedienende Regulierungen betätigt werden. Für Normalleistungen wird nur ein Vergaser geöffnet, während durch Zuschaltung des zweiten Vergasers ohne Regulierung des ersten Vergasers sofort Höchstleistung eintritt. Die Abmessungen, Leistungen etc. veranschaulicht folgende Typentafel.

Die Tabelle zeigt, daß sowohl Type II mit Wasserkühlung als insbesondere der Motor Type III mit Wasserkühlung geeignet ist, da der Wert

Gewicht _ 21,5 _ , c T.e

~PS--!!"- 1,5 ps

beträgt.

V 1 UM'

Ferner zeigt uns die Tabelle den Vorteil der Wasserkühlung, der durch die dadurch bedingte wesentlich höhere Betriebssicherheit noch weiter günstig wirkt, auch wenn durch die zirka 3 kg schwere, absolut dichte und zuverlässige Kühleranlage der Wert Gewicht _ 24,5

= 1,36 ungün-

PS

stiger wird.

Type I könnte eventuell als reiner Hilfsmotor für Segelflugzeuge oder in doppelter Anordnung als Keinflugmotor geeignet sein. Zu dem gleichen Zwecke sind auch die aus Abb. 5 und 6 er-' sichtlichen Motoren, Type A und

Type E, zu verwenden, wie oben-Abb. 5. E-Motor, luftgekühlt. Untersetzung 1:3. stehende Tabelle zeigt.

Der Vollständigkeit halber sei hier noch bemerkt, daß diese beiden letztgenannten Typen A und E infolge ihrer hohen Leistung und ihres geringen Gewichtes als Servomotoren für Großflugzeuge, z. B. zum Antrieb von Lichtmaschinen und Preßluftanlasseranlagen, mit Erfolg benutzt werden. Abb. 6 zeigt das „El-kamo"-Lichtaggregat mit 750 bezw. 1300 bezw. 1700 Watt Leistung.

Abb. 4. A-Motor, wassergekühlt, ohne Untersetzung.

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Sri

Abb. 6.

„Elkamo"-Licht- und Kraftaggregat, 750/1300/1700 Watt

FLUG

umsℜ

Inland.

Bericht über die Tätigkeit des Deutschen Luftrates im Jahre 1925.

'Der Luftrat veröffentlicht zum ersten Male einen Bericht über seine Tätigkeit.

Gegründet am 19. Juni 1924 in Frankfurt a. M. und hervorgegangen aus der Segerflug-Gesellschaft, konstituierte sich der Luftrat, nachdem seit dem Jahre 1914 der Deutsche Luftfahrerverband nicht mehr von allen in Frage kommenden Körperschaften als oberste Sportbehörde in -der Luftfahrt anerkannt wurde. Auf der Tagung des DLV (Deutschen Luftfahrt-Verbandes) 1924 wurde er von diesem einstimmig unter großem Beifall anerkannt, nachdem dies schon grundsätzlich von den übrigen Interessenten geschehen war.

Die Bildung des Luftrates war nicht einfach. Wie bei allen menschlichen gemeinnützigen Bestrebungen spielte die Personenfrage eine große Rolle. Der aus der Segelflug-Gesellschaft als Gründer wirkende Stamm erstrebte seine Ergänzung durch Personen, die einerseits sachverständig waren, andererseits aber auch als Vertrauenspersonen der in Frage kommenden Körperschaften angesehen wurden. Es wurden daher Vorschläge vom Deutschen Luftfahrt-Verband, der Wissenschaftlichen Gesellschaft für Luftfahrt, dem Verband Deutscher Luftfahrzeug-Industrieller, dem Ring der Flieger, dem Modell- und Segelflug-Verb and und dem Aero-Olub von Deutschland erbeten und besonders darauf geachtet, daß auch Nord und Süd, Ost und West vertreten waren.

Der Vorsitzende der Segelflug-Gesellschaft, Herr Dr. jur. h. c. und Dr. ing. e. h. Konsul K. Kotzenberg, wurde einstimmig gebeten, den Vorsitz zu übernehmen, und bevollmächtigt, mit der Erledigung bestimmter Arbeitsgebiete Einzelmitglieder oder Ausschüsse zu betrauen.

Als besonders notwendiger Ausschuß wurde vom Vorsitzenden alsbald der sogenannte Ausschreibungs-Ausschuß gebildet, bestehend aus den Herren:

Vorsitzender: Dr. jur. h. c, Dr. ing. e. h. Konsul Kotzenberg, Frankfurt a. M., Kaiserstr. 27.

Hauptmann Baeumker, Berlin NW 23, Brückenalle 5.

Professor Dr. Everling, Berlin-Köpenick, Lindenstr. 37.

Professor Dr. Georgii, Hamburg 9, Deutsche Seewarte.

Professor Dr. ing. Hoff, Adlershof, Deutsche Versuchsanstalt für Luftfahrt.

Direktor Kasinger, Berlin W 50, Kulmbacherstr. 14.

Hauptmann a. D. Krupp, Wissenschaftliche Gesellschaft für Luitfahrt, Berlin

W 35, Blumeshof 17. Ingenieur Erich Off ermann, Berlin-Grunewald, Königsweg 127. Dr. ing..Karl Schmiedel, Berlin W 62, Lutherstr. 18.

Major a. D. Tetens, Verband Deutscher Luftfahrzeug-Industrieller, Berlin W 35, Blumeshof 17.

Major a. D. von Tschudi, Aero-Club von Deutschland, Berlin W 35, Blumeshof 17.

Zivil-Ingenieur Ursinus, Frankfurt a. M., Bahnhofplatz 8.

Auf Grund der zu erledigenden Aufgaben wurde die Bildung weiterer Ausschüsse zunächst nicht erforderlich, nachdem die Frage der Disqualifikation von Einzelpersonen seitens der Vorsitzenden als zur Zuständigkeit des Ausschreibungs-Auschusses erklärt war, da ja solche Disqualifikationen Folgeerscheinungen von Veranstaltungen darzustellen pflegen.

Im Jahre 1925 hielt der Luftrat seine Hauptversammlung am 20. Mai ab. Auf ihr wurde festgestellt, daß im Gegensatz zu mehreren Wünschen betr. Aufnahme in den Luftrat ein Bedürfnis für dessen Vergrößerung nicht vorliege, nachdem die Zahl von 40 Mitgliedern bereits überschritten sei.

Im Jahre 1926 fand eine Versammlung des Gesamtluftrates am 13. April im Aero-Club von Deutschland unter Vorsitz des Herrn Konsul Dr. Kotzenberg statt. Die Tagesordnung lautete:

1. Bericht über die Tätigkeit des Luftrates im abgelaufenen Jahre.

2. Die Beziehung zwischen Luftrat und Luftfahrt-Vereinen.

Zu Punkt 1 berichtet der Vorsitzende des Ausschreibungs-Ausschusses, da mangels des Vorliegens anderer als zu seiner Zuständigkeit gehörigen Aufgaben die Arbeiten des Luftrates insgesamt vom Ausschreibungs-Ausschuß erledigt wurden. Dieser hielt im Jahre 1925 23 Sitzungen ab (im Jahre 1924 9). Es wurden 36 Ausschreibungen bezw. Veranstaltungsprogramme geprüft und genehmigt (1924: 16). Auf Grund der Bedürfnisse des Flugsportes wurden 19 „Bekanntmachungen" erlassen (1924: 5). Diese werden nun in Form einer Anweisung für flugsiportliche Veranstaltungen zusammengefaßt und durch Druck veröffentlicht werden, was bisher aus Mangel an Mitteln des Aero-Clubs von Deutschland, der die Geschäftsstelle des Luftrates wahrnimmt, nicht ausführbar war.

Bewerber bei Veranstaltungen zu disqualifizieren, hat der Luftrat noch keine Veranlassung gehabt, wohl aber wurden sieben individuelle bezw. juristische Personen, die geschäftsmäßig als Veranstalter wirken, wegen erwiesener Ungeeignetheit disqualifiziert.

Zu dem 2. Punkt wurde erneut festgestellt, daß der Luftrat die von allen sich mit der Luftfahrt befassenden Körperschaften zweifelsfrei anerkannte oberste Luftsportbehörde Deutschlands sei, auf deren Zusammensetzung die Luftfahrtvereine keine Einwirkung haben. Der in der Versammlung anwesende Vertreter des Reichsverkehrsministeriums, Herr Ministerialrat Brandenburg, versicherte den Luftrat des Vertrauens des RVM und dankte dem Vorsitzenden und den Mitgliedern des Luftrates für ihre den Behörden erwünschte und nutzbringende Arbeit.

Eine in der Tagung gemachte Anregung, solche Herren, die neuerlich im Flugwesen eine Verkörperung des Fortschrittes darstellen, zur Mitarbeit heranzuziehen, fand allgemeine Zustimmung.

Berlin, April 1926. Der Vorsitzende: Der Geschäftsführer:

Kotzenberg. v. Tschudi.

Rhön-Segelflug-Wettbewerb 1926. Bekanntmachung I zur Ausschreibung.

Die Ausschreibung des Rhön-Segelflug-Wettbewerbs 1926 sieht in § 5 den Nachweis der Baufestigkeit durch eine Bescheinigung vor, die durch einen von der Veranstalterin im Benehmen mit der Wissenschaftlichen Gesellschaft für Luftfahrt (Berlin W 35, Blumeshof 17) hierzu ermächtigten Prüfer auszustellen ist. Hierfür gelten folgende Sonderbestimmungen:

Die Bewerber müssen der Veranstalterin fachkundige Prüfer vor dem 1. Juni 1926 vorschlagen oder die Veranstalterin vor diesem Tage um Namhaftmachung eines ermächtigten Prüfers bitten. Die Veranstalterin wird später eingehende Gesuche nicht mehr berücksichtigen.

Dem Antrag an die Veranstalterin ist außer genauer Angabe des Bauzustandes, des Datums der Fertigstellung des Flugzeuges, des Aufbewahrungsortes und anderer für den Prüfer wesentliche Dinge eine kurzgefaßte vorläufige Beschreibung beizufügen.

Wenn diese Beschreibung oder andere der Veranstalterin bekanntgewordene Umstände die Unzulänglichkeit des Flugzeuges erweisen, so wird die Veranstalterin die Ermächtigung oder Namhaftmachung eines Prüfers ablehnen.

Die Prüfer versehen ihre Tätigkeit ehrenamtlich, doch müssen ihnen Unkosten für Reise und Aufenthalt von den Bewerbern angemessen ersetzt werden. Die Prüfer legen Wert darauf, die Flugzeuge in frühem Bauzustande kennenzulernen, um die Erbauer rechtzeitig beraten zu können und alles zu tun, damit die Bescheinigung der Baufestigkeit rechtzeitig ausgestellt werden kann.

Die Probeflüge der Flugzeuge (vergl. § 3) können auch vom 25. Juli bis 1. August d. J. auf der Wasserkuppe erfolgen. Wer die Probeflüge früher oder an einem anderen Orte abzulegen wünscht, muß rechtzeitig der Veranstalterin (Geschäftsstelle Frankfurt a. M., Feldbergstraße 47) geeignete Flugprüfer vorschlagen oder sie um Namhaftmachung ermächtigter Prüfer (vergl. § 3, Absatz 2) bitten.

Die Führerprüfung muß vor Eintritt in den Wettbewerb abgelegt sein (vergl. § 6). i , . i 1 » Li ϖ■■ ;' I ■ ; , ' ' £j

„Flugsport", Org. d. Flugzeugfabrikant u. des Deutschen Mod- u. Segelflug-Verbandes. 1926. Tafel

Von der Föderation Aeronautique Internationale anerkannte Wettrekorde

(nach dem Stande vom 20. Januar 1926), vergl. „Flugsport" Nr. 6 1925 S. 134-136)

Größte im Hin* und Rückfiug zurückgelegte Entfernung ohne

Zwischenlandung Größtem einer Richtung zurück gelegte Entfernung ohne Zwi»

schenlandung Dauerflug m. Rückkunft z. Ab flugstelle oh, Zwischenlandung

Höhenrekord Höchstgeschwindigkeit über 3

km gerade Strecke Höchstgeschwdgk. üb. 100 km „ „ 200 km

„ „ 500 km

„ „ 1000 km

„ „ 1500 km

„ „ 2000 km

„ „ 2500 km

„ „ 3000 km

„ „ 3500 km

„ 4000 km

Dauerrekord Entfernungsrekord Höhenrekord Höchstgeschwdgk. üb. 100 km „ „ 200 km

„ „ 500 km

Dauerrekord E ntfernungsrekord Höhenrekord Höchstgeschwdgk. üb. 100 km „ „ 200 km

„ „ 500 km

Dauerrekord Entfernungsrekord Höhenrekord Höchstgeschwdgk. üb.

100 km 200 km

Dauerrekord Höhenrekord Dauerrekord Höhenrekord Dauerrekord Höhenrekord Dauerrekord Höhenrekord Dauerrekord Höhenrekord Dauerrekord Höhenrekord

250 250 250 250 250 250 500 500 500 500 500 500 1000 1000 1000 1000 1000 1500 1500 2000 2000 3000 3000 4000 4000 5000 5000 6000 6000

4400 km

3166,3 km

45 h 11 min 59 s

12,066 km 448,171 km/h

401,279 km/h 400,687 km/h 306,696 km/h 248,296 km/h 218,827 km/h 218,759 km/h 115,600 km/h 115,270 km/h 113,930 km/h 113,930 km/h 9 h 11 min 533/s s 950 km 8,980 km 281,030 km/h 279,720 km/h 249,618 km/h 9 h 11 min 534/i 950 km 8,578 km 281,030 km/h 279,720 km/h 249,618 km/h 3 h 3 min 30Ve s| 200 km 6,450 km 246,440 km/h 244,864 km/h 3 h 3 min 30Vs s|

5,516 km 2 h 19 min l62/ss|

4,990 km 2 h 19 min 162/5 s

4,990 km 2 h 19 min 162/5 s 4,990 km h 12 min 21 s 3,586 km h 12 min 21 s 3,586 km

Drouhin und Landry

Arrachart u. Lemaitre

Drouhin und Landry Callizo Bonnet

Bettis

Sadi » Lecointe Lasne

Oakley J. Kelly u. Mc Ready I

H.»R. Harris

Lasne

H.»R. Harris

ohne Fr an kr.

U. S. Ä. Frankr.

U. S.A.

Lasne

B Grase Lasne Coupet Lasne

B. Grase C»B. Bottala

Lucien Bos* soutrot

Frankr

U. S. Ä.

Frankr.

Holland Frankr.

Holland Italien Frankr.

Farman Breguet 19 B—2

Farman

Gourdou Lesseure S. J. M. B.

Curtiß R. 3. C. J.

Nieuport»Delage

U. S. Ärmy T—2

Douglas D T —2

Nieuport=Delage

Douglas D T—2

Nieuport»Delage

Fokker F. 7 Nieuport*Delage

Breguet 19 Nieuport»Delage i)

Fokker F. 7 Fiat B. H. 1 Farman Super»Gol.

[anzunj Farman

Renault

Farman Hisp.»Suiza

Curtiß Hisp.«Suiza

Liberty

Hisp.»Suiza

Liberty

Hisp.»Suiza

Liberty Hisp.»Suiza

Farman Hisp.»Suiza

Liberty Fiat A— 14 Farman

Dauerrekord Entfernungsrekord Höchstgeschwdgk. üb. 2500 km „ „ 3000 km

„ 3500 km „ „ 4000 km

„ „ 4500 km

„ „ 5000 km

Dauerrekord

Entfernungsrekord Höhenrekord Geschwindigkeitsrekord Höchstgeschwdgk. üb. 100 km „ „ 200 km

„ „ 500 km

„ „ 1000 km

„ „ 1500 km

Dauerrekord Entfernungsrekord

Höhenrekord Höchstgeschwdgk. üb. 100 km

„ „ 200 km

„ „ 500 km

„ „ 1000 km

Dauerrekord Entfernungsrekord

Höhenrekord Höchstgeschwdgk. üb. 100 km

,, 200 km

„ „ 500 km

Dauerrekord Entfernungsrekord

Höhenrekord Höchstgeschwdgk. üb. 100 km

„ „ 200 km

„ „ 500 km

Dauerrekord Entfernungsrekord

Höhenrekord Höchstgeschwdgk. üb. 100 km 500 km

Dauerrekord Entfernungsrekord Höhenrekord Höchstgeschwdgk. üb. 100 km „ „ 200 km

Dauerrekord |

37 h 15minl44/5s

5300 km 142,780 km/h 141,870 km/h 142,170 km/h 142,000 km/h 142,360 km/h 142,530 km/h

b) Rekorde mit Betriebsstoffergänzung

Liberty

u. J.

H. Smith P. Richter

U. S. Ä.

D.H.4B.

450

480

450

400 450

600 600 500 500 500 500 575 375 375 375 400 400 400 500. 500 500. 400 400 400 500 500 500 400 500 500 500 500 400 700 4X500 4X500 4X500 4X500 4X500 4X500 4X500 4X500 4X500 4X500

400 400 400 400 400 400 400 400

Ftampes"Chartres Ftampes3Villa Cisneros

Etampes»Chartres

Villacoublay Istres

Mitchel Field n

Istres

Villesauvage»La Marmogne) Wilbur Wright Field

Villesauvage»La Marmogne

Dayton

Wilbur Wright Field Villesauvage»La Marmognel

Schiphol Villesauvage»La Marmogne|

Toussus=le»Noble Villesa uvage»La Marmognel

Schiphol Turin Le Bourget

Rockwell Field

7., S.u. 9. Aug. 25 3. u. 4. Febr. 25

|7.,8. u. 9. Aug. 25

10. Okt. 24

11. Dez. 24

12. Okt. 25

23. Jan. 24 29. Aug. 25 12. Sept. 25 )»

16. u. 17. Apr. 23

n )>

28. Juni 24 7. Okt. 25

26. Juni 24 28. Juni 24 21. Mai 24 7. Okt. 25

1. Sept. 25

27. Juli 25 16. Okt. 25 18. März 25 16. Okt. 25

27, jüli 25 23. Dez. 24 12. Nov. 25

16. Nov. 25

127. u. 28. Aug. 23

a) Rekorde

Klasse C: Wasserflugzeuge,

250 250 250 250 250 250 250 500 500 500 500 500 500 1000 1000 1000 1000 1000 1000 1500 1500 1500 1500 1500 2000 2000 2000 2000 2000

28 h 36 min 27 s

1600 km 8,980 km 395,439 km/h 377,829 km/h 377,158 km/h 259,328 km/h 163,578 km/h

119,350 km/h 10 h 23 min 58 s

1102 km

5,831 km 172,595 km/h 168,523 km/h 168,523 km/h 152,335 km/h 7 h 35 min 54 s

750 km

4,755 km 172,595 km/h 168,523 km/h 168,523 km/h 5 h 28 min 43 s 507,380 km

4,053 km 168,523 km/h 168,523 km/h 168,523 km/h 3 h 33 min 35 s 507,380 km

3,682 km

ß,523 km/h 168,523 km/h 1 h 49 min 11,9 s 253,690 km

3,006 km 134,514 km/h 168,523 km/h

G. II. Schild, hauer u. J. R.

Kyle Wead u. J. D.

Price Sadi - Lecointe J. Dooliltle

R. Ä. Ofstie

V. E. Bertran*

dias u. C. C.

Mc Donald F. W. Wead u.

J. D. Price Stanley

Karl Lesen

Ädriano Bacula Darque

N. Guido Guidi 11

Karl Lesch H. E. Holland

F. Laporte Darque

Guido Guidi

G.R, Henderson N. Guido Guidi

Paumir N. Guido Guidi

O. B. Hardisson N. Guido Guidi

— |!0h 19min432/5s| Massaux

Klasse D: Segelflugzeuge.

I Frankr. I Poncelet Vivette

— Records homologues e la date du 20 funvier 1926j Bulletin de la navigation aerienne, Nr. 71 vom Febr. 1926.

Vauville

26. Juli 25

Meldevordrucke (vergl. § 4) werden von der Geschäftsstelle Frankfurt a. M., Feldbergstraße 47, jedem einzelnen Bewerber zugesandt, der sie bei ihr anfordert. Die Zahl der gewünschten Vordrucke ist anzugeben.

Die Anforderung muß so früh erfolgen, daß die Meldefristen innegehalten werden können,

Es wird von den Flugzeugbesitzern erwartet, daß sie schon bei Beginn des Baues die Entwürfe und das Material von einem W.G.L.-Prüfer nachprüfen und den Bau weiterhin im einzelnen überwachen lassen. Nur wenn genaue Rechnungsunterlagen und eine eingehende Bescheinigung eines Prüfers vorliegt, besteht Aussicht, daß das Flugzeug Platz in einer Halle oder einem Zelt findet. Andernfalls behält sich die Oberleitung ohne weitere Begründung Zurückweisung vor. Alle Flugzeuge, für die genaue Unterlagen fehlen, müssen durch eine Belastungsprobe auf ihre Festigkeit untersucht werden, für andere behält sich die technische Kommission die Belastungsprobe vor. Die Art der Durchführung der Belastungsprobe bleibt der technischen Kommission überlassen, deren Anordnungen sich die Flugzeugbesitzer zu fügen haben.

Bekanntmachung II der Ausschreibung.

Anweisung zur Baubeschreibung.

Zur Baubeschreibung gehören folgende Unterlagen:

1. Allgemeine Beschreibung. Diese soll die genaue Mitteilung des Erbauers (Name und Anschrift), sowie kurzgefaßte Angaben über die besondere Bauart, Bauzeit, Elgenlschaften, Leistungen, Anbri'ngungsmöglichkeit eines Barographen, Abweichungen von anderen Flugzeugen desselben Erbauers enthalten.

2. Gewichtsübersicht. Diese soll die sorgfältig nachgewogenen Gewichte nachstehender Teile enthalten: Flügel ........................ kg, Rumpf mit Fahrgestell ........................ kg, Leitwerk und Steuerungsteile ........................ kg, Motoranlage ........................ kg, Sonstiges ........................ kg, insgesamt ........................ kg.

3. Haupt Zeichnungen des Flugzeuges, welche seine Hauptansichten darstellen und die wichtigsten Maße und Angaben enthalten. Sie müssen schwarz auf weiß hergestellt sein (Weißpausen von Tuschzeichnungen sind zulässig) und folgendes enthalten:

Eine Gesamtansicht, von links gesehen, eine Vorderansicht, je eine Ansicht von oben und unten. Der Maßstab ist so zu wählen, daß eine klare Darstellung des Flugzeuges ermöglicht ist. In Frage kommen die Maßstäbe 1 :5 und 1 : 10.

Die Zeichnungen müssen mindestens folgende Maße und Angaben enthalten:

Spannweite aller Flügel, Länge und Höhe des Flugzeuges, Staffelung und Flügelabstand, Stielabstände, von Rumpfmitte aus gemessen, Flügeltiefe innen und außen, größte Breite und Höhe des Rumpfes, Tiefe und Breite der Flossen, Querseiten und Höhenruder, Höhe der Vorderkante des untersten Flügels über dem Boden, wagrechter Abstand einer etwa vorhandenen Radachse von der Vorderkante des untersten Flügels, Raddurchmesser, Spurweite des Fahrgestells. Bei Fahrgestellen, welche keine Räder besitzen, entsprechende Maße.

Einstellwinkel der Flügel und Flossen, am Rumpf und jedem Stiel gemessen, V- und Pfeilstellung, Flächeninhalte der Flügel, Flossen und Ruder, Art der Federung des Fahrgestelles.

Eintragung des Schwerpunktes des beladenen und leeren Flugzeuges und Angabe der iMomentenarme zu den Schwerpunkten der Teilwerte.

Darstellung der Steuerzüge, Angabe der Steuerungen.

Darstellung des Querschnittes der Hauptflügel- und Leitwerksrippen.

Besondere Angaben, wenn es die Bauart des Flugzeuges notwendig macht.

Rhön-Rossitten-Gesellschaft e. V. gez. Kotzenberg.

Prof. Dr. Walter Georgii, bisher Abteilungsleiter an der Deutschen Seewarte in Hamburg, hat einen Ruf als Professor für aeronautische Meteorologie an der Technischen' Hochschule in Darmstadt angenommen; gleichzeitig hat Herr Prof. Georgii die Leitung des Forschungsinstituts der Rhön-Rossitten-Gesellschaft auf der Wasserkuppe übernommen, Um die seit Oktober in den Besitz der R.R.G,

übergegangene Martens-Fliegerschule mehr als bisher in den Dienst der wissenschaftlichen Forschung zu stellen, ist die Schule dem Direktor des Forschungsinstituts unterstellt worden. In Zukunft sollen nunmehr Schüler in die Martens-Fliegerschule aufgenommen werden, welche schon fliegerische und technische Kenntnisse besitzen, um einen Stamm hochwertiger Segelflieger zu schaffen, die in der Lage sind, auch Meß- und Versuchsflüge für das Forschungsinstitut auszuführen. Die Anfänger werden in Zukunft ihre erste Ausbildung in der in Rossitten eingerichteten Segelfliegervorschule erhalten.

Anmeldeformular, Bauprüfer. Es wiird daran erinnert, daß die Anmeldeformulare für den Rhön-Segelflug-Wettbewerb 1926 gemäß § 4 der Ausschreibung bei der Geschäftsstelle des Rhön-Segelflug-Wettbewerbs in Frankfurt a. M., Feldbergstraße 47 (nicht wie bisher Robert-Mayer-Straße 2!) bezogen werden können. Es empfiehlt sich ferner, bei der Geschäftsstelle der Veranstaltung möglichst bald um Namhaftmachung des Bauprüfers nachzusuchen bezw. geeignete Prüfer vorzuschlagen. Endtermin hierfür 1.6.26.

Für den Staudruckschreiber sind gemäß § 5 der Ausschreibung für die „Technische Prüfung neuartiger Flugzeuge und Flugmodelle" die an der technischen Prü-

fung teilnehmenden Flugzeuge und Modelle so einzurichten, daß der Einbau eines Staudruckschreibers vorgenommen werden kann. Die vorstehende Abbildung zeigt das Saugrohr und den Staudruckschreiber.

Deutscher Seeflug-Wettbewerb 1926. Zusatz-Ausschreibung des Reichspostinimisterums.

Der Preis des Reichspostministeriums, RiM 10 000, wird in Anbetracht der Bedeutung der Fluggeschwindigkeit für Postflugzeuge demjenigen Bewerber, welcher ohne Rücksicht auf den § 9 c die beste Wertung erzielt, zugesprochen.

Ehrenpreis des Hamburger Fremdenblattes.

Ehrenpreis des Hamburger Fremdenblattes für den Führer des Flugzeuges, welches am Deutschen Seeflug-Wettbewerb teilnimmt und als erstes im Wettbewerb auf der Außenalster bei Hamburg landet. v. Linsingen.

Ausland,

Von der Föderation Aeronautique Internationale anerkannte Weltrekorde

(nach dem Stande vom 20. Januar 1926), vergl. „Flugsport" Nr. 6 1925 S. 134—136) sind auf der dieser Nummer beiliegenden Tafel III zusammengestellt.

Im französischen Motorenwettbewerb gingen als Preisträger hervor: Für Dauer: 1. Renault 3000 Strafpunkte, 2. Panhard ventillos 10 000 Strafpunkte, 3. Renault untersetzt 32 000 Strafpunkte, 4. Lorraine 37 000 Strafpunkte. Für Leich-

tigkeit: 1. Lorraine 2700 Gutpunkte, 2. Panhard 2500 Gutpunkte, 3. Renault untersetzt 600 Gutpunkte, 4. Renault 575 Gutpunkte.

Alle Motoren hatten 12 Zylinder in V- und W-Form, Aluminiumkolben, Wasserkühlung, veränderliche Kompression zwischen 5 und 5,5.

Die Sikorsky Manuiacturing Corp. hat kürzlich mit der Aircraft Corp. of America ein Abkommen über eine Anzahl von zweimotorigen Amphibien-Flugzeugen getroffen. Die Aircraft Corp. beabsichtigt, als Verkaufsagent für diese Flugzeuge und für einen kleinen Zweisitzer für privaten Gebrauch und auch für Verkehrszwecke tätig zu sein.

Die Gesellschaft hat auch kürzlich ein großes 3-Motoren-Ganzmetallflugzeug für 12 Fahrgäste der Argonauts Inc. verkauft, die es zu Luftverkehrszwecken benutzen will.

Konrad Pernthaler segelt 15,5 km. Am 24.4., 2 h 30, startete Pernthaler auf „Vandale" von der Grazer akad. Fliegergr. vom 1446 m hohen Schuckenberg und landete nach 24 Min. Flugdauer in 15,5 km Entfernung. Der „Vandale", ein freitragender Eindecker von 15,6 m Spannw., 5,8 m Länge, Gew. bemannt 110 kg, hat einen Gleitwinkel 1 :15. Der Aufwind zum Schöckel ist durch den vorgelagerten Bergrücken stark verwirbelt.

Pernthaler schreibt über seinen Flug folgendes: Mit 30 km hob sich mein Vogel vom Boden ab. Vor mir ein Zaun, rechts das Stubenberghaus und darüber hinaus die Tiefe. Hinter mir klang ein vielstimmiges, begeistertes „Hurra!" meiner Startmannschaft nach. Ich bog nach Westen ab, um die Auf Windverhältnisse zu prüfen, mußte aber feststellen, daß ein Aufkreuzen vor dem1 Schöckel nicht möglich sei, drehte daher zur Göstingerhütte. Der Geschwindigkeitsmesser zeigte fast durchweg 50 km an. Sonnenböen' ließen die Maschine auf und ab tanzen. Während des Fluges konnte ich wiederholt beobachten, daß die Luftströmungen durch Bodenbeschaffenheiten (Wald oder Wiese) einen wesentlichen Einfluß auf die Stellung des Apparates in der Luft hatten. Mit dem Querruder gab es reichlich zu arbeiten. Die Steuerwirkung wurde durch scharfes Drücken der Maschine unterstützt. Die Fernsicht war ausgezeichnet. Ich hielt auf die Leber zu, um womöglich wieder in eine Aufwindzone zu gelangen. Und tatsächlich hob sich mit einem energischen Ruck der „Vandale" gegen 100 m. Auf dem Scheideweg: Gab.es

Oben: Start im schwierigen Schöckel-gelände.

Pernthalers 15,5-km-Flug.

Rechts: Vandale überhöht den Startpunkt. Links: Pernthaler.

Südost- oder Südwestwind? Sollte ich die Rannach anfliegen oder gegen Kalkleiten steuern? Ich entschloß mich, in der erstgenannten Richtung zu fliegen, da der Südost vorherrschte. Meine Verfolgungsautomobile konnte ich deutlich ausnehmen. Dann kam die Mur! Von den Flügen mit den Motorapparaten des „Stei-rischen Fliegervereins" war es mir bekannt, daß über der Mur nicht sehr beliebte Fällböen auftreten. Wie erst würde sich das bei meinem leichten und langsam fliegenden Segler auswirken? Also drückte ich die Maschine energisch herab. 80 Std/ktn wies der Zeiger des Geschwindigkeitsmessers. So war es möglich, die M'ur schadlos zu überqueren. Der Jungfernsprung hatte für mich seinen unangenehmen Zauber verloren. Die Höhe betrug nun etwa 400 m über der Grazer Ebene. Jetzt war es schon Zeit, an die Landung zu denken. Der Wind flaute restlos ab. Noch zwei Runden über Schloß Eggenberg, und dann steil herab — über eine Fuß7 ballmannschaft beim Spiel hinweg — zur grünen freien Fläche. Die Landung gelang vorzüglich.

Wichtige Nachrichten für die Vereine.

Die Technsiche Hilfsstelle Frankenhausen ist nach wie vor in vollem Betrieb zu ϖ Materialnachweis, technischen Auskünften und Beratungen, Materialprüfungen und Prüfung von Berechnungen jederzeit kostenlos bereit. Doch ist allen Anfragen Rückporto in genügender Höhe beizufügen, da die Hilfsstelle keinerlei Mittel oder Zuschüsse zur Verfügung hat. Sie leistet nur die Arbeit umsonst, kann aber dafür nicht noch Unkosten tragen. Adresse: „Technische Hilfsstelle für den Rhönsegelflug, Ing. Kromer, Frankenhausen/Kyffhäuser".

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