Basenach

Prall-Luftschiffe I.

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Biblioteka Politechniki Krakowskiej

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Verlag von Franz Benjamin Auffarth in Frankfurt am Main.

Luftfahrzeugbau und 'Führung.

Herausgegeben von

Oberleutnant Paul Neumann.

ca. .‘io Bände.

Bis jetzt erschienen:

I.    Band: Aeronautische Meteorologie. Von Dr. Franz

Linke. 1. Teil. Mit 43 Textabbildungen und 8 Tabellen.

Preis: In Leinwand gebunden Mk. 3.—.

II.    Band: Aeronautische Meteorologie. Von Dr. Franz

Linke. 2. Teil. Mit 40 Textabbildungen und 7 farbigen Tafeln.

Preis: In Leinwand gebunden Mk. 3.50.

III. Band: Clieillie (1er Gase. Allgemeine Darstellung der

Eigenschaften und Herstellungsarten der für die Luftschifffahrt wichtigen Gase. Von Dr. Friedrich Brähmer. Mit 62 Textabbildungen und 3 Tabellen.

Preis: In Leinwand gebunden Mk. 4.—.

IV./V. Band: Der Mascllilieilflllg. Seine bisherige Entwicklung und seine Aussichten. Von Josef Hofmann. Mit 160 Textabbildungen. Preis: Doppelband in Leinwand geb. Mk. 6.—.

VI. Band: Luftschrauben. Leitfaden für den Bau und die Behandlung von Propellern. Von Paul Béjeuhr Mit über 80 Textabbildungen. Preis: In Leinwand gebunden Mk. 4. — .

vu. Band: Bau und Betrieb von Prall-Luftschiffen.

Von B. Basenach. 1. Teil. Mit 22 Textabbildungen.

Preis: In Leinwand gebunden Mk. 3.—.

Weitere Bände folgen.

Luftfahrzeugbau und -Führung

Hand- und Lehrbücher des Gesamtgebietes

In selbständigen Bänden unter Mitwirkung von

R. Basenach, Ingenieur, Berlin. A. Baumann, Ingenieur, Professor für Luftfahrt, Flugtechnik und Kraftfahrzeugbau an der Techn. Hochschule Stuttgart. P. Béjeuhr, Ingenieur, Assistent der Aerodynamischen Versuchsanstalt Güttingen. Dr. A. Berson, Professor, Berlin. Dr. G. von dem Borne, Professor für Luftfahrt an der Techn. Hochschule Breslau. Dr. F. Brähmer, Chemiker, Assistent a. d. Kgl. Militärtechn. Akademie Berlin. G. Christians, Dipl.-Ingenieur Rheinau-Baden. R. Clouth, Fabrikbesitzer, Paris-XeuUly. Dr. M. Dieckmann, 1. Assistent am Physik. Institut der Techn. Hochschule München. Dr. H. Eckener, Friedrichshafen a. B. Dr. Flemming, Stabsarzt a. d. Kaiser Wilhelms-Akademie Berlin. R. Gradenwitz, Ingenieur, Fabrikbesitzer, Berlin. J. Hofmann, Preussischer Regierungsbaumeister, Kaiserlicher Reg.-Rat a. D., Genf. Dr, W. Kutta, Professor a. d. Techn. Hochschule Aachen. Dr. F. Linke, Dozent f. Meteorologie u. Geophysik am Physikal. Verein u. d. Akademie F'rankfurt a. M. Dr. A. Marcuse, Professor an der Universität Berlin. Dr. A. Meyer, Assessor, Frankfurt a. M. St. v. Nieber, Exzellenz, Generalleutnant z. D., Berlin. Dr. ing. E. Roch, Dipl.-Ingenieur, Berlin. E. Rumpler, Ingenieur, Direktor, Berlin. O. Winkler, Oberingenieur, Berlin. Ferd. Graf v. Zeppelin jun., Dipl.-Ingen., Friedrichshafen a. B. u. a.

herausgegeben von

Oberleutnant Paul Neumann.

VII. Band.

Frankfurt a. M. — Leipzig.

Verlag von F[ranz Benjamin Auffarth. 1912.

Bau und Betrieb von Prall-Luftschiffen

von

Richard Basenach,

Ingenieur in Berlin.

I. Teil:

Allgemeine Darstellung der Grundlagen und des Entwurfs.

Mit 22 Textabbildungen.

öffentlichen Arbeiten

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Frankfurt a. M. — Leipzig.

Verlag von Franz Benjamin Auffarth. 1912.

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Alle Rechte, einschliesslich des Übersetzungsrechts, Vorbehalten.

Copyrigth 1912 by F. B. Auffarth, Frankfurt a. M.

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Druck der Königl. Universitätsdruckerei H. Stürtz A. G., Würzburg.

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Vorwort.

Der freundlichen Aufforderung des Herrn Herausgebers von „Luftfahrzeugbau und -Führung“ folgend, habe ich mit vorliegendem Werk den Versuch gemacht, das für den Bau und Betrieb von Prall-Luftschiffen notwendig Wissenswerte in einfach gehaltener und leicht fasslicher Darstellung zu behandeln.

Die hierzu in Aussicht genommenen und getrennt erscheinenden drei Einzelteile schliessen sich in Form und Behandlung, soweit tunlich den bis jetzt erschienenen Teilwerken von „Luftfahrzeugbau und -Führung“ an. Sie sind wie diese bestimmt, dem in weiten Kreisen bestehenden Wunsch entgegen zu kommen zu einer zusammenhängenden und eingehenden Darstellung des gedachten Stoffgebietes und möchten das rege und vielseitige Interesse und Verständnis für das Prall-Luftschiff fördern und vertiefen.

Um diesen Zweck zu erreichen, erschien es wünschenswert, in dem nunmehr fertiggestellten und hauptsächlich der Einführung gewidmeten 1. Teil zunächst einmal die allgemein grundlegenden Gesichtspunkte und die wichtigsten Grundsätze darzulegen für die Einteilung und den Bau selbst und die Eigenschaften dieser Art von Luftfahrzeugen zu erläutern, unter Vermeidung mathematisch-theoretischer Betrachtungen. Überall ist dem gegenüber der Versuch gemacht, das Wesentliche hervorzuheben und die praktisch gemachten Erfahrungen zweckentsprechend zu verwerten.

Im 2. und 3. Teil dagegen soll mehr auf die speziellen Fragen der Konstruktion und des Betriebes, sowie auf die Beschreibung der einzelnen Bauteile und bewährten Bauformen eingegangen werden.

Eine wesentliche und wertvolle Förderung und Unterstützung wurde dem Verfasser zuteil durch die auf praktischer Erfahrung beruhenden Angaben und Hinweise von seiten seines Bruders, des Herrn Nikolaus Basenach, Oberingenieur beim Luftschifferbataillon. Auch bin ich dem Herausgeber, Herrn Oberleutnant Paul Neumann in Berlin für seine entgegenkommenden und sachkundigen Ptatschläge zu Dank verpflichtet.

Berlin-Zehlendorf, 6. Dezember 1911.

R. Basenach.

Inhalt.

Seite

Einleitung......................

Begriffserklärung und Grundlagen.............

Abschnitt I. Allgemeine Anordnung und Wirkungsweise

der einzelnen Bauteile..............

Einteilung nach Bauformen, Vorteile und Nachteile. .    .    .

Abschnitt II. Verwendungszweck des Pr all-L ufts c h iffes und abgeleitete Hauptforderungen für den Bau, Geschwindigkeit und Nutzlast mit Höhenleistung .    .

Abschnitt III. Einteilung mit Rücksicht auf den Verwendungszweck, Nebeneigenschaften undKonstruktions-

gru ndsätze...................

Militärluftschiffe.................

Verkehrsluftschiffe................

Die Betriebssicherheit bei Prall-Luftschiffen.......

Geschwindigkeit und Vortrieb............

Messung der Geschwindigkeit............

Auftrieb, Hubkraft und Nutzlast.........

Höhenleistung und Fahrleistung...........

Leistungshalbmesser (Aktionsradius) und Leistungsfläche,

Fahrweite, Fahrbereich und Marschstrecke.....

Lebensdauer und Kosten.............

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38

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Abschnitt IY. Das Traggas..............

Abschnitt Y. Das Entwerfen von Prall-Luftschiffen .    .    .

Allgemeine Gesichtspunkte.............

Der Yorentwurf auf Grund von Modellversuchen.....

Der Vorentwurf auf Grund von Erfahrungsresultaten .    .

Vorläufige Gewichtsberechnung...........

Beispiel für den Vorentwurf eines mittelgrossen Luftschiffes

Gewichtsberechnung...............

Abschnitt VI. Der Tragkörper, allgemeine Gesichtspunkte

Die Aufgabe des Entwurfs.............

Der Tragkörper in Fahrt, sein Luftwiderstand.....

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Einleitung.

Begriffserklärung und Grundlagen.

„Luftschiffe sind Luftfahrzeuge, die zum Emporheben ihrer Last sich langgestreckter, ballonartiger, mit einer leichten Gasart gefüllter Tragkörper bedienen und die zum Zweck ihrer Fortbewegung und Lenkung mit den hierzu erforderlichen maschinellen Anlagen und Steuerungsvorrichtungen versehen sind“*

Der Bau und Betrieb von wirklich leistungsfähigen Luftfahrzeugen dieser Art, ihre Lenkbarkeit und ihre Betriebssicherheit haben daher zur Voraussetzung die Möglichkeit, sowohl der Herstellung von langgestreckten Ballontragkörpern, wie auch von Maschinenanlagen von der erforderlichen Leichtigkeit und Betriebssicherheit.

Stoffliche Festigkeit, verbunden mit hoher Leistungsfähigkeit bei geringem Gewicht, gute Verlässlichkeit, Gasdichtigkeit und hervorragende Haltbarkeit sind die Anforderungen, welche an die zum Luftschiffbau und Betrieb dienenden Baustoffe und Anlagen in erster Linie zu stellen sind.

Diese Eigenschaften besitzen in hohem Masse die für den Bau von Tragkörperhüllen verwendeten Hüllenstoffe, die sogenannten Ballonstoffe, sowie der an die vorliegenden Verhältnisse als Luftschiffmotor angepasste Kraftwagen- oder Automobilmotor, ausserdem die modernen Stahle, sowie das Aluminium und dessen Legierungen. Hüllenstoff und Luftschiffmotor sind als die Grundlagen des heutigen Luftschiffbaus zu bezeichnen.

Basenach, Prall-Luftschiffe. I.

Zur sicheren Fortbewegung und Lenkung von Luftschiffen jedoch ist nicht nur ein verlässliches und wirksames Arbeiten der eingebauten Maschinenanlagen, sondern auch die Wahrung der Form des Tragkörpers von allerhöchster Wichtigkeit. Das Auftreten grösserer Formänderungen an der Gestalt des Tragkörpers nämlich, sogenannter Deformationen, äussert sich in Faltenbildungen, Einknickungen oder mehr oder minder stark ausgebildeten Verkrümmungen an den Enden des Tragkörpers oder in dessen Mitte und beeinträchtigt hierdurch dessen Lenkbarkeit und Geschwindigkeit, vor allem aber auch die Betriebssicherheit in hohem Masse. Die Wichtigkeit der Formhaltung des Tragkörpers ist denn auch schon recht frühzeitig erkannt worden und das in dieser Richtung tätige Bestreben der Erbauer von Luftschiffen ist im Laufe der Zeit, entsprechend der Eignung der zur Verfügung stehenden Mittel, auf die verschiedenartigste Weise verwirklicht worden.

Die unter diesem Gesichtspunkt gezeitigten und in ihrer Bauweise oft verschiedenartigen heutigen Luftschifformen lassen sich gliedern in Luftschiffe mit starrem Tragkörper und in solche mit unstarrem Tragkörper. Bei dieser ganz allgemein gehaltenen Einteilungsweise versteht man unter dem Tragkörper eines Luftschiffes das zum Emporheben der Last erforderliche, gasgefüllte, versteifte oder unstarre Körpergebilde aus Hüllenstoff, oder aus Hüllenstoff in unmittelbarer Verbindung mit einer umfassenden oder auch eingelegten Versteifungskonstruktion. Die Luftschiffe mit unstarrem Tragkörper werden auch bezeichnet als Prall-oder als Ballonetluftschiffe, weil die Erhaltung ihrer Form bei ihnen auf der Prallhaltung der Hülle beruht. Sie wird durch inneren Gasüberdruck bewirkt.

Die bewährten und erfolgreichen Vertreter der heutigen Luftschiffe mit starrem Tragkörper sind, wie allbekannt, die Luftschiffe des Grafen Zeppelin, während andere Vertreter der starren Bauweise, wie das Luftschiff von Schütte-Lanz, sowie das von der Firma Vickers erbaute englische Marineluftschiff und andere ähnlich geartete Konstruktionen noch nicht erprobt sind oder sich erst in den Anfangszuständen ihres Baues befinden.

Als die bewährten Vertreter der Bauweise mit unstarrem Tragkörper sind vor allem zu bezeichnen die Luftschiffe der Motorluftschiff-Studiengesellschaft (Parseval), die des preussi-schen Luftschifferbataillons, sowie die zahlreichen ausländischen, französischen, italienischen und englischen Bauformen von Luftschiffen dieser Art.

Alle Luftschiffe mit unstarrem Tragkörper, also alle Prall-Luftschiffe sind, wie vorhin bereits erwähnt, gleichzeitig auch Ballonetluftschiffe, das heisst Luftschiffe, welche die Prallform ihrer Tragkörper und den hierzu erforderlichen inneren Überdruck ihres Traggases konstant oder nahezu konstant erhalten durch Auffüllung und Entleerung von eingebauten Luftsäcken, das heisst durch eine dem Innendruck angepasste Beschickung dieser Luftsäcke mit Luft. Diese luft sackartigen Blähkörper werden gelegentlich auch als Ballonets bezeichnet. Sie haben den Prall-Luftschiffen den Namen ,,Ballonetluftschiffe“ verschafft.

Abschnitt I.

Allgemeine Anordnung und Wirkungsweise.

Jedes Prall-Luftschiff stellt nach dem bereits Ausgeführten einen durch inneren Überdruck prallgehaltenen, langgestreckten,

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Abb. 1.

steuerbaren Gasballon dar, an dem mittelst Gurt oder Netz und Leinensystem die zur Fortbewegung und Lenkung erforderlichen

maschinellen Anlagen aufgehängt sind. In der Abbildung 1 ist in ganz allgemeiner schematischer Darstellung die Anordnung der zu einem Prall-Luftschiff gehörigen Einzelteile angegeben. Der gezeichnete torpedoartige Tragkörper ist mit a b c bezeichnet und zwar stellt a die Spitze oder den Bug dar, während der Mittelteil mit b und das hintere Ende oder das Heck mit c bezeichnet ist. Die Maschinenanlage ist in der Gondel d untergebracht und treibt den oder die, meist an gerüst- oder stangenartigen Auslegerarmen angebrachten Luftschrauben e an, durch deren Drehung das Luftschiff Vortrieb und Vorwärtsbewegung erhält. Auch die zur Bedienung und Wartung der eingebauten Anlagen erforderliche Bedienungsmannschaft, etwaige Mitreisende, die Hilfsmaschinen und Betriebsvorräte usw. finden in der Gondel Platz. Die Gondel ist an das sich nach oben verzweigende Leinensystem f aufgehängt und dieses ist an dem mit der Hülle fest verbundenen Traggurt g befestigt. Die unter dem Heck des Tragkörpers angebrachte Steuerfläche h dient zur Seitensteuerung (Steuerung in der Horizontalen) und die gelegentlich unter dem Bug angebrachte Steuerfläche i zur Höhensteuerung (Steuerung in der Vertikalen). Die mit k und 1 bezeichneten und direkt am Heck des Tragkörpers selbst befestigten Flächen sind zur Dämpfung der durch Gleichgewichtsstörungen irgend welcher Art erzeugten Eigenschwingungen des Tragkörpers angeordnet und unterstützen seine Gleichgewichtshaltung in Fahrt.

Der Tragkörper besteht aus einem besonders festen und gasdichten Hüllenstoff und enthält, wie bereits berührt, das Traggas, welches durch den Luftsack m auf dem zur Prallhaltung des Tragkörpers erforderlichen Überdruck gehalten wird. Zur Speisung dieses luftsackartigen Blähkörpers m wird heute fast ausschliesslich atmosphärische Luft verwandt und diese mittelst eines Windradgebläses n (Ventilator) dem Blähkörper durch die Luftleitung o zugeführt.

Zur Sicherung der Hülle selbst gegen gefährdende Drucksteigerungen sind in dem Gasraum, gewöhnlich am Heck unten die Sicherheitsventile p angebracht, ferner befinden sich zu dem gleichen Zweck ein oder mehrere Ventile q an der Hüllensohle und diese vermitteln bei eintretenden Drucksteigerungen den

Austritt der Luft aus dem Luftsack in die freie Atmosphäre. Das weiterhin am Scheitel angebrachte Gasventil r dient zur Änderung der Höhenlage auf rein statischem Wege und wird deshalb als Manövrierventil bezeichnet, ein Ausdruck, der vielleicht durch das deutsche Wort Senkventil ersetzt werden könnte, das auf die ausschliessliche Wirkungsweise dieses Ventils hin-weisen würde. Die vorbezeichneten Ventile arbeiten selbsttätig, das Manövrier- oder Senkventil wird von Hand gezogen.

Einteilung nach Bauformen.

Für die Einteilung der heutigen Prall-Luftschiffe ist vor allem die Art der Aufhängung der Gondellast am Tragkörper massgebend, also die allgemeine Anordnung und konstruktive Ausgestaltung der Teile, welche den Zweck verfolgen, die Gondellast auf den Tragkörper zu übertragen. Die Art und Weise aber, in der diese Übertragung vor sich geht, ihre Güte und die Zweckmässigkeit ihres Baues ist in Anbetracht der verhältnismässig grossen Lasten, die zur Übertragung gelangen und auch hinsichtlich der oft wechselnden Inanspruchnahme des empfindlichen Hüllenstoffes von hoher Bedeutung.

Die Versuche, zu einer unter den jeweils gegebenen Verhältnissen bestmöglichen Lösung des Problems der Übertragung zu gelangen, sind jederzeit äusserst zahlreich gewesen und ziehen sich wie ein roter Faden durch die ganze Bautätigkeit in wachsender Vervollkommnung, ohne dass es bisher gelungen wäre, eine restlos befriedigende Lösung herbeizuführen. Diese, hinsichtlich der Vervollkommnung der Übertragung sich geltend machende konstruktive Tätigkeit, im Verein mit den oft entgegengesetzten Forderungen der Geschwindigkeit, Leichtigkeit und Handlichkeit haben zu den nunmehr vorliegenden Bauformen geführt.

Im Hinblick auf das Gesagte, sind diese einzuteilen in Prall-Luftschiffe mit direkter und in solche mit nicht direkter Übertragung der Gondellast auf den Tragkörper, wobei die letzterwähnte Übertragungsart als ganz oder teilweis indirekte Übertragung durchgeführt sein kann. Alle Luftschiffe mit nicht direkter Übertragungsart werden kurzer Hand als halbstarre Schiffe bezeichnet, während die mit direkter Übertragung als unstarre Schiffe zu bezeichnen sind.

Bei den Halbstarrschiffen ist zur Vervollkommnung des Lastausgleichs zwischen dem Tragkörper und der Gondel eine starre oder gelenkige Gerüstkonstruktion angeordnet. Sie kann als Versteifungskiel und in Verschnürung mit der Hüllensohle, oder aber als frei schwebendes Gerüst unter dem Tragkörper, zwischen diesem und der Gondel angeordnet sein.

Luftschiffe mit frei schwebender Gerüstkonstruktion sind die in der Abbildung 2 schematisch verzeichneten Fahrzeuge des preussischen Luftschifferbataillons, sowie das Luftschiff von Faure, de la Vaulx und andere Konstruktionen. Die zur

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Abb. 2.

Übertragung dienende Gerüstkonstruktion a ist in der soeben besprochenen Weise frei schwebend angeordnet und hat durch die verschiedenen Konstrukteure auch die verschiedenartigste Ausbildung gefunden. Die Gondelseile b laufen nach dem Gerüst a und von hier aus unter starker Verästelung c zum Tragkörper. Dies wäre somit eine rein indirekte Übertragung der Gondellast, so wie sie bei kleinen Luftschiffen französischer Bauart zur Verwendung gelangt ist. Bei grösseren Ausführungen jedoch pflegt man zwischen die Leinen dieses Systems ein zweites, in der Abbildung gestrichelt eingezeichnetes Leinensystem d einzulegen, welches die Gondel unter Umgehung des Gerüstes direkt mit dem Tragkörper verbindet. Das wäre dann eine gemischte Anordnung der Übertragung, wie sie z. B. auch bei den Konstruktionen des preussischen Luftschifferbataillons zu beobachten ist. Die genauere Besprechung der gemischten Aufhängungsart sei einem späteren Abschnitt Vorbehalten. Die mit ihr verbundenen Vorteile bestehen in einer Verminderung des Konstruktionsgewichts der Gerüstkonstruktion und in einer gewissen Erhöhung der Betriebssicherheit, besonders bei Sturm- und Notlandungen.

Die in Abbildung 3 gezeichnete Anordnung eines Versteifungskieles a in fester Verschnürung mit dem Tragkörper ist bei der Lebaudybauform der Franzosen, also bei Luftschiffen wie Le Jaune, La Patrie, La République, La Liberté, Lieutnant Seile de Beauchamp, sowie bei dem deutschen Ruthen bergschiff zur Verwendung gelangt.

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Abb. 8.

Die Luftschiffe mit direkter Übertragung bezeichnet man auch als Luftschiffe unstarren Systems. Diese zerfallen in unstarre Luftschiffe mit langer gerüstartiger Gondel, die sogenannten unstarren Langgondelschiffe und in unstarre Luftschiffe mit kurz gedrungener Gondel, die man als unstarre Kurzgondelschiffe bezeichnen kann. Zu den ersterwähnten gehören die besonders im Auslande vertretenen Formen der La Françe-Bau-weise, so der Bayard-Clément, Ville de Paris, Ville de Bordeaux, Ville de Bruxelles, Colonel Renard, Adjutant Rćau, u. a.m. Auch der verunglückte E r b s 1 ö h wrar ein Schiff ähnlicher Konstruktion. Diese Schiffe können konstruktiv als eine sich zwischen die Halbstarrschiffe und unstarren Kurzgondelschiffe einschiebende Übergangsform betrachtet werden, die allerdings chronologisch der letzterwähnten Schiffsform vorausging. Man kann sie sich aus den geschichtlich älteren Halbstarrschiffen auch entstanden denken, durch Vereinigung der, bei den Halbstarrschiffen üblichen Gerüstkonstruktion mit der Gondel. Eine andere Betrachtungsweise schlägt den entgegengesetzten Weg ein und erklärt, die Halbstarrschifife seien entstanden aus den unstarren Langgondelschififen durch Verlegung von einem Teil des Gondelgerüstes nach oben, in die Nähe des Tragkörpers und diese Ansicht beruft sich mit mehr oder weniger Recht auf die erste leistungsfähige Luftschifform überhaupt, die La France.

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Abb. 4.

Abbildung 4 zeigt die Anordnung bei einem, nach dem soeben besprochenen Prinzip konstruierten Langgondelschiffe. Die Langgondel a hängt, durch das ziemlich senkrecht nach oben verlaufende Seilsystem b getragen am Tragkörper und trägt in vielen Fällen die Luftschraube c angeordnet an der vorderen Spitze des Gondelgerüstes, während das Seitensteuer d hinten und vorne oben über dem Gondelgerüst das Höhensteuer e angeordnet ist. Die ballonartig aufgeblasenen Dämpfungsflächen f sind kreuzweise am hinteren Ende des Tragkörpers angebracht. Natürlich bestehen auch bei diesen Schiffen in der Einzelanordnung mannigfache Abweichungen von der soeben skizzierten Bauform, insbesondere hinsichtlich der Anbringung der Luftschrauben, der Gestaltung der Dämpfungs- und Steuerflächen usw.

Die Luftschiffe unstarren Systems endlich mit kurzer Gondel, so wie sie in ihren Grundzügen in der Abbildung 1 dargestellt sind, übertragen ohne die Zuhilfenahme irgend einer Gerüstkonstruktion oder Gondelverlängerung ihre Gondellast mit direktem, oft weit anslaufendem Seilzug auf den Tragkörper. Sie stehen, abgesehen von einigen durch Santos Dumont erbauten Luftschiffen vollständig ohne geschichtliche Vorläufer da. Sie stellen mithin die neuartigste aller Prall-Luftschifformen überhaupt dar und waren in ihrer Ausführung erst möglich geworden, nachdem die Hüllenstoffe die zum Bau erforderliche Festigkeit aufwiesen. Diese insgesamt kurz als die „Parseval-Bauart“ bezeichneten Formen sind in ihrer Konstruktion die folgerichtigste Verwirklichung des Gedankens, ein Luftschiff zu bauen so unstarr wie irgend möglich. Dieser Grundgedanke zeitigte die Herstellung einer Luftschifform die, wie ihr Erfinder behauptet, mit einem Mindestmass von Verletzlichkeit durch starre Teile ein Grösstmass von Leichtigkeit, von Transport- und Gebrauchsfähigkeit verbindet.

Unter Zuhilfenahme des besten Materials lassen sich bei sachgemässer Anordnung des Ganzen auf die soeben besprochenen Weisen grosse Gondellasten auf die gasgefüllten Tragkörper übertragen, unter Wahrung eines guten Sicherheitsgrades. Die Grösse dieser Lasten beträgt bei den bis jetzt gebauten ein-gondeligen Luftschiffen bis zu 6000 Kilogramm ca., ohne dass mit diesem Gewicht selbstredend die oberste Grenze erreicht ist. Wird die zu übertragende Last, so wie sie bei grossen Luftschiffen mit hoher Geschwindigkeit auftritt, eine noch grössere, so wird man, um eine bessere Verteilung herbeizuführen und um die durch den Tiefhang der Gondel bedingte Konstruktionshöhe nicht zu gross zu gestalten, diese Last in zwei oder mehreren Gondeln unterzubringen haben, die man in entsprechender Weise über die Länge des Tragkörpers verteilt.

Von diesem Gedanken ausgehend, gelangte man notwendigerweise zur Konstruktion von Zwei- und Mehrgondelschiffen und man hat diese mehrgondeligen Fahrzeuge sowohl als Halbstarrschiffe wie auch als kurzgondelige Unstarrschiffe gebaut und mit Erfolg gefahren. Ein Beispiel für die zweigondelige halbstarre Bauart stellt das Luftschiff M.IV. des preussischen Luftschifferbataillons dar, während das ungefähr zum gleichen Zeitpunkt (Frühjahr 1911) fertiggestellte Siemens-Schuckert-

Luftschiff ein mit drei kurzen Gondeln versehenes Schiff unstarrer Bauart ist.

Das in der Abbildung 5 gezeichnete Luftschiff MIV. der preussischen Militärverwaltung besitzt zwei kurze Gondeln a und b und eine, der in der Abbildung 2 gezeichneten ähnliche Gerüstkonstruktion c, zur Vervollkommnung des Lastausgleiches.

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Abb. 5.

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Bei dem in der Abbildung 6 gezeichneten Luftschiff Siemens-Schuckert gelangten, wie bereits erwähnt, drei Gondeln a, b und c zur Verwendung, die an den Stoffbahnen d d und den Seilsystemen e~~e aufgehängt wurden. Die beiden Gondeln a und c sind als Maschinengondeln, die mittlere als Führer- und Passagiergondel ausgeführt. Bei den beiden Bauformen hat sich die Anordnung von mehr als einer Gondel und die verschiedenartige Aufhängungsart vorläufig recht gut bewährt.

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Abb. 6.

Damit sind die am meisten hervorstechenden und charakteristischen Bauformen für Prall-Luftschiffe in ihren wesentlichen Hauptzügen erläutert und in ihren allgemeinen Unter-scheidungsmerkmalen in aller Kürze besprochen, ohne dass hierdurch die Reichhaltigkeit der erprobten und von diesen Grundformen in manchen Stücken abweichenden Zwischen- und Übergangsformen auch nur entfernt erschöpft sein würde. Es existiert demgemäss noch eine ganze Anzahl bewährter und erwähnenswerter Zwischenformen, in denen man die Vorzüge der soeben geschilderten Arten hinsichtlich der Aufhängung, Gondelanordnung, Ausbildung der Luftschraubenanlage, der Steuerungsvorrichtungen usw. zu vereinigen strebte und dies auch teilweise recht gut erreicht hat. Zu diesen Schiffen gehören ein Teil der Go dard sehen Konstruktionen mit halblanger Gondel, das Luftschiff der Firma Clouth mit seinem beiderseitig an den Tragkörper angelegten Holzgerüst, das Luftschiff von Gebr. Körting in Wien u. a. m.

Es würde jedoch zu weit führen, all diese Luftschifformen schon an dieser Stelle im einzelnen zu beschreiben und mag es daher einem der Schlusskapitel des Werkes Vorbehalten sein, einige der wichtigsten und gelungensten in ihren Einzelheiten vorzuführen. Aus dem Gesagten aber geht indessen jetzt schon deutlich hervor,

1. die grosse Verschiedenheit, die in den Bauformen herrscht

und

2. die in ihnen zum Ausdruck gebrachte verschiedenartige Wertbemessung in den einzelnen, der durch den Gebrauchszweck und andere Rücksichten beeinflussten Konstruktionsgedanken der Erbauer.

Hinsichtlich der Bauart, der Vorteile und Nachteile der einzelnen Bauformen muss vorweggenommen werden,

3. die halbstarren Schiffe haben, so abweichend sie in der Ausgestaltung ihrer Einzelteile auch sein mögen, durch ihre Gerüstkonstruktion den Vorteil gleichmässiger Übertragung der Gondellast. Das zur Prallhaltung erforderliche und in der Hauptsache durch die Güte der Lastübertragung bedingte Mindestmass für den Innendruck kann bei ihnen im allgemeinen niederer gehalten werden wie bei den unstarren Schiffen mit kurzer Gondel. Infolgedessen gestatten sie auch die Verwendung etwas stärker gestreckter Tragkörper wie diese und hierdurch eine gewisse Verminderung des Tragkörperwiderstandes während der Fahrt. Sie gewährleisten durch ihr Gerüst den Einban von wirkungsvollen Höhensteuerungsvorrichtungen, sowie konstruktiv verhältnismässig einfach anzubringende Steuerungs- und Leitflächen. Dagegen verursacht das Gerüst, den unstarren Kurzgondelschiffen gegenüber einen etwas erhöhten Luftwiderstand und ein etwas grösseres Gewicht der Aufhängung und verringert um ein Geringes auch die Transportfähigkeit.

4.    Die unstarren Schiffe mit langer Gondel haben infolge ihres Gondelgerüstes meist einen etwas grösseren Fahrwiderstand und ein etwas grösseres Gewicht wie die Halbstarrschiffe. Sie besitzen auch eine etwas grössere Verletzlichkeit bei Landungen und infolge der langgestreckten Gondel eine geringere Handlichkeit und Transportfähigkeit. Im übrigen gilt für sie das unter 3 Ausgeführte.

5.    Die unstarren Schiffe mit kurzer Gondel endlich, die sogenannten Parsevalschiffe sind etwas leichter, etwas transportfähiger und vielleicht auch etwas rascher verwendungsbereit zu stellen wie die vorerwähnten Bauformen. Sie besitzen jedoch nicht die gleichmässige Lastverteilung wie diese und erfordern, weil bei ihnen nur die Hülle als Träger wirkt, einen etwas grösseren Innendruck. Sie sind mit Rücksicht hierauf sowohl in der Formhaltung, wie auch in der Streckung des Tragkörpers, d. h. in dem zwischen Länge und grösstem Durchmesser vorwaltenden Verhältnis etwas ungünstiger gestellt wie die andern Bauformen. Auch bieten sie konstruktive Schwierigkeiten hinsichtlich der Anbringung kräftig wirkender Höbensteuerungsvorrichtungen und grosser Steuerflächen.

Abschnitt II.

Verwendungszweck und Hauptforderungen.

Die an jedes Prall-Luftschiff zu stellende Auswahl von Anforderungen hinsichtlich seiner Betriebseigenschaften und deren gegenseitige Bemessung zueinander richtet sich, abgesehen von der allem zugrunde liegenden Betriebssicherheit in erster Linie rach dem Verwendungszweck. Dieser nicht ganz neue Grundsatz, der naturgemäss für jede technisch brauchbare Konstruktion massgebend sein muss, gilt in Anbetracht der für Luftschiffe vorliegenden, meist recht verwickelten und schwierigen Betriebsverhältnisse und der sich bis zu einem gewissen Grade ergebenden widerstreitenden Forderungen hier in erhöhtem Masse.

Der Verwendungszweck aber ist bald ein militärischer, bald ein verkehrstechnischer, sportlicher oder wissenschaftlicher und lediglich er wird daher massgebend sein müssen für die gegenseitige Abwägung der anzustrebenden Eigenschaften und für deren Verwirklichung durch den Gang der Konstruktion. Welcher Natur aber nun auch dieser stets vorschwebende Verwendungszweck sein mag und unter welchen Verhältnissen der Betrieb sich abzuwickeln hat, so ist für das zu erbauende Fahrzeug vor allem die Verwirklichung von drei Hauptforderungen anzustreben. Diese drei Hauptforderungen sind:

1.    Eine möglichst weit getriebene Betriebssicherheit,

2.    gute Geschwindigkeit,

3.    hohe Nutzlast und gute Höhenleistung.

Nun stehen aber diese drei, soeben als Hauptforderungen bezeichneten Betriebseigenschaften, wie man bei einiger Überlegung rasch einsieht, ihrem Wesen nach in gewissem Widerstreit einander gegenüber wie z. B. die Geschwindigkeit und Nutzlast, anderseits aber ist nicht zu verkennen, dass sie sich in gewissem Masse auch wieder gegenseitig bedingen und ergänzen, wie beispielsweise die Geschwindigkeit und die Betriebssicherheit. Jedoch scheint das Gegensätzliche in den Forderungen in weit stärkerem Masse sich geltend zu machen, als das ihnen Gemeinsame. Aus diesem Grunde nun erscheint die Aufgabe, bei irgend einem Fahrzeug die restlose Vereinigung der genannten Forderungen durchzusetzen bei höchster Steigerung derselben, ein Ding der Unmöglichkeit. Immer wird die Bauregel die sein, wie dies ja so oft in der Technik der Fall ist, zu einem gewissen Kompromiss zu gelangen, in welchem die drei genannten Hauptforderungen eine dem vorliegenden Fall entsprechende Verwirklichung zu erhalten haben.

Eine gute Betriebssicherheit ist in Anbetracht der vielfachen Gefahrenquellen, die für jedes Luftschiff bestehen, wie bereits angedeutet allen anderen Forderungen voranzustellen, wogegen die Bewertung der unter 2 und 3 genannten Eigenschaften in hohem Masse veränderlich und heute noch nicht in dem für die Konstruktion wünschenswerten Masse feststeht.

Luftschiffe zu verkehrstechnischen Zwecken werden in der Kegel mit einer geringem Geschwindigkeit auskommen wie solche, die militärischen Zwecken zu dienen haben. Die Gewicht smenge, die bei Verkehrsluftschiffen durch Verminderung der Motor- und Brennstofflast erspart werden kann wird für den Passagiertransport nutzbar gemacht werden können. Militärluftschiffe müssen zu Aufklärungszwecken über Feindesland hinweg oder auf Marschstrecken, die über neutrales Gebiet führen sowohl eine grosse Geschwindigkeit als auch eine grosse Fahrtdauer besitzen, Eigenschaften, die nebeneinander sich allerdings nur bei verhältnismässig grossen Fahrzeugen verwirklichen lassen. Der Aktionsradius oder Leistungshalbmesser solcher Schiffe ist dementsprechend zu bemessen. Sie werden in der Lage sein müssen, einen grossen Vorrat von Brennstoffen, 01-und Kühlwasservorräten auf weite Strecken mitzuführen. Marineluftschiffe *) werden im allgemeinen mit längeren Fahrzeiten zu rechnen haben, als über Land fahrende Luftschiffe und müssen hierzu in geeigneter Weise ausgerüstet sein.

Im gleichen Masse beinahe wie die Geschwindigkeit wird für militärische Fahrzeuge auch die Grösse der Nutzlast, d. h. das zu Nutzungszwecken mitführbare Gewicht zu bewerten sein. Sie müssen sich dem feindlichen Feuer entziehen können und werden daher sehr oft gezwungen sein, grosse Marschstrecken in sicherer Höhe zurückzulegen, gegebenenfalls auch feindlichen Flugzeugen und Schiffen die Höhe abzugewinnen versuchen. Für Verkehrsluftschiffe dagegen dürfte in der Regel die erreichbare Höhenleistung nicht von jener ausschlaggebenden Bedeutung sein.

Sportluftschiffe endlich oder Touristenluftschiffe dürften, da sie meist nur bei Schönwetter verkehren, mit Rücksicht auf

v. Simson, „Verwendung von Luftschiffen im Seekriege“, i. Deutsche Zeitschr. f. Luftschiffahrt. XVI. Jahrgang. Nr. 26. S. 24.

die geringeren Kosten in der Regel für weit geringere Leistungen zu veranschlagen sein und dabei doch ihren Zwecken genügen. Sie werden unter anderen Gesichtspunkten zu entwerfen und auszuführen sein als die beiden vorbezeichneten wetterfesten und leistungsfähigen Bauformen.

Was die äusseren Verhältnisse anbetrifft unter denen sich der Betrieb zu vollziehen hat, so ist vor allem auch die Oberflächengestaltung des zu überfliegenden Geländes, die Höhenzone ihres Verwendungsgebietes und die Witterung in Betracht zu ziehen. Luftschiffe, die über stark durchschnittenes Gelände, über Meeresküsten, Urwald- oder Wüstengebiete oder Gebirge hinwegziehen, sind bei Notlandungen hinsichtlich der Beförde-rungs- und Bergungsverhältnisse und mit Rücksicht auf die Verpflegung der Besatzung ganz besonders hohen Schwierigkeiten ausgesetzt. An ihnen wird daher, soweit irgend tunlich, das zu vermeiden sein, was leicht zu Bruch geht und nicht wieder rasch ersetzt werden kann, ferner Gegenstände, die nicht zerlegbar und somit schwer zu befördern sind, wie Gerüstkonstruktionen, Langgondelgerüste und schwere Gondeln. Man wird daher für Luftschiffe, die solche Gegenden zu befahren haben, kleine, möglichst unstarre und in weitestem Masse zerlegbare Fahrzeuge zu wählen haben (Parsevalschiffe), um aut diese Weise auch zu leicht beförderbaren Gondeln zu gelangen.

Allgemein gesagt, wird die zu Bewegungen in Bodennähe erforderliche Handlichkeit, die Zerlegbarkeit und die dadurch bedingte Beförderungsmöglichkeit, ferner der Kostenpunkt, die Lebensdauer und die Wirtschaftlichkeit des Betriebes von Fall zu Fall sachlich zu überlegen sein. Von grossem Einfluss aber auf die Höhe der Kosten sind die Kosten für die zum Betrieb erforderlichen Hallen, Füll- und Landungsplätze und die Entschädigungen für das jeweils notwendige Hilfspersonal. Diese Überlegungen werden bald dazu führen, welchen Wert man den einzelnen Eigenschaften unter den vorliegenden Verhältnissen beizumessen hat.

Abschnitt III.

Einteilung mit Rücksicht auf den Verwendungszweck, Nebeneigenschaften und Konstruktionsgrundsätze.

a) Militärlufts chiffe.

Das für Luftschiffe auch heute noch am meisten in Betracht kommende Verwendungsgebiet ist, wie ein Blick auf die Liste der bis jetzt gebauten Fahrzeuge lehrt, das militärische. Für die militärischen Fahrzeuge lauten die Aufgaben, Erkundung strategischer und taktischer Art, Niederkämpfen feindlicher Schiffe, Beunruhigung und Zerstörung rückwärtiger Zufuhrstrassen, Eisenbahnbrücken, Depots, Bahnhöfe, Docks u. dg]., in geringerem Masse Angriffe auf Festungen, Lager, Biwaks, Schiffe und zusammengedrängte Truppenteile.

Die im vorigen Abschnitt besprochenen Hauptforderungen der Betriebssicherheit, Geschwindigkeit und Nutzlast mit guter Höhenleistung gelten daher für Militärluftschiffe in erhöhtem Masse. In zweiter Linie ist bei ihnen Wert zu legen auf

1.    gute Höhensteuerfähigkeit und Seitensteuerfähigkeit,

2.    Beförderungsfähigkeit in ungefülltem Zustand,

3.    Geeignetheit zur Aufstellung vollständiger und weitreichender funkentelegraphischer Stationen und zum Einbau von Angriffs- und Verteidigungsmitteln,

4.    Bequemlichkeit für die Besatzung,

5.    gutes Verhalten gegen atmosphärische und elektrische Einflüsse,

6.    Handlichkeit für alle Bewegungen in Bodennähe, verbunden mit guter Landungs- und Verankerungsmöglichkeit,

7.    Geräuschlosigkeit der Fahrt soweit erreichbar,

8.    geringe Herstellungs- und Betriebskosten,

9.    grosse Lebensdauer,

10. gute Wirtschaftlichkeit hinsichtlich der zum Betriebe erforderlichen Einrichtungen und Anlagen, wie Hallen, Fülleinrichtungen, Ankerplätze usw.

Diese, für den Entwurf und die Konstruktion von Militärluftschiffen aufgestellten Forderungen geben gleichzeitig auch einen Masstab ab zur Beurteilung des Wertes jeder anderen Luftschiffkonstruktion. Sie gelten mit gewissen Einschränkungen demgemäss auch für Yerkehrsluftschiffe zu privaten Zwecken.

b) Verkehrsluftschiffe.

Als Verkehrsmittel dürfte das Luftschiff wohl nie allgemein werden und wird in absehbarer Zeit lediglich der Beförderung einer verhältnismässig geringen Zahl von Beisenden dienen, welche vor einem kleinen Bisiko nicht zurückschrecken und in der Lage sind, die geforderten hohen Fahrpreise zu bezahlen. Das schliesst die Verallgemeinerung dieses neuen Verkehrsmittels so ziemlich aus. Auch kann an eine einigermassen regelmässige oder gar fahrplanmässige gefahrlose Beförderung von Menschenmassen oder Massengütern mit Prall-Luftschiffen, wie mit Luftschiffen überhaupt, bei den bei uns herrschenden atmosphärischen Verhältnissen heute noch nicht, vielleicht nie gedacht werden. Die gelegentliche Beförderung von Menschen und hochwertigen Gütern über besonders schwer befahrbare und mangelhaft erschlossene Gegenden hinweg, wie Wüsten, Eislandschaften, Sumpf- und Waldgebiete durch Prall-Luftschiffe dürfte gegebenenfalls jeder anderen Beförderungsart vorzuziehen, die einzig mögliche Beförderungsart überhaupt sein. Dementsprechend scheint es neben der militärischen Verwendung vorläufig auch nur das Verkehrswesen zu Vergnügungsund Erholungszwecken zu sein, welche das Luftschiff für seine Zwecke ausniitzt. Auch eine Verwendung zur wissenschaftlichen Forschung und insbesondere auch zu Vermessungszwecken bei Landesaufnahmen in fremden, wenig wegbaren Ländern ist, wenn auch bis heute kaum noch versucht, trotzdem sehr wohl ausführbar. Die erste Voraussetzung zur Erbauung und Inbetriebhaltung von privaten Verkehrsluftschiffen ist natürlich der Nachweis, oder doch wenigstens die Wahrscheinlichkeit des angemessenen Zinsertrages eines solchen Luftschiffverkehrs. Wie stellt sich dementsprechend nun der Gestehungspreis mit Einschluss der Betriebskosten der zu schaffenden Fahrzeuge

Basenach, Prall-Luftschiffe. I.

18 —

und Nebenanlagen zu dem Erträgnis, was sich aus einem einiger-massen geregelten derartigen Betrieb herauswirtschaften lässt?

Leider muss gesagt werden, dass dieses Verhältnis kein sehr günstiges ist, dass die Wirtschaftlichkeit des Luftschiffbetriebes sehr viel zu wünschen übrig lässt und dass, angesichts des viel billigeren und rasch sich entwickelnden Flugzeugwesens, die Hoffnung auf eine zukünftige Steigerung der Wirtschaftlichkeit wenig Begründung hat. Soll trotzdem der Versuch gemacht werden, das Luftschiff als Verkehrsmittel in grösserem Masse auszunützen, so kann dies neben einer allgemeinen technischen Vervollkommnung wohl nur dadurch erreicht werden, dass man die Betriebskosten möglichst verringert und den Betrieb nur da durchzuführen versucht, wo die Verhältnisse nicht allzu ungünstig sich erweisen. Wie das zu geschehen hat und ob die Möglichkeit hierzu vorhanden und inwieweit, muss die Zukunft lehren.

Die Betriebssicherheit hei Prall-Luftschiffen.

Die Betriebssicherheit während der Fahrt selbst, soweit sie nicht durch die zweckmässige Anordnung und Ausgestaltung des Baues in seinen einzelnen Teilen schon bedingt ist, hängt in erster Linie ab von der Sicherheit der Hülle gegen Reissen. Diese Sicherheit ist nun einerseits durch die Festigkeit des Hüllenstoffes selbst bedingt, anderseits aber hängt sie ab von der Möglichkeit der Hintanhaltung grösserer Verletzungen der Hülle durch äussere und innere Einflüsse.

Dementsprechend ist Sorge zu tragen für ein gutes und verlässliches Arbeiten der Ventile, der Kontrolleinrichtungen zur Überwachung des Innendruckes, der Druckhaltung (Ballonet-anlage), der Steuerungsvorrichtungen und vor allem natürlich auch der Maschinen- und Luftschraubenanlage.

Die Betriebssicherheit am Boden beruht zunächst einmal auf einer guten und haltbaren Verankerung und Fesselung bei Landungen und auf der Möglichkeit, das Fahrzeug sowohl wie auch die Besatzung desselben in Notfällen durch sachgemässen Gebrauch der Reissbahn dem Einfluss des Windes zu entziehen.

Natürlich spielen auch die Handlichkeit des Ganzen bei allen Bodenmanövern, seine Zerlegbarkeit und Beförderungsfähigkeit auf gefährlichem Gelände eine gewisse Rolle.

Ausserste Vorsicht und Sorgfalt ist auf die Handhabung und Aufbewahrung der Benzinvorräte zu verwenden, besonders wenn deren Umfüllung und Beförderung in der Halle vor sich geht. Hier kann die damit zu verbindende Vorsicht und Gewissenhaftigkeit kaum zu weit getrieben werden. Gegenstände und Verrichtungen, von denen irgendwelche Zündgefahr ausgehen kann sind unbedingt fern zu halten. Ganz besonders scharfes Augenmerk ist auch auf die, sowohl bei der Füllung wie auch bei der Entleerung auftretenden elektrischen Erscheinungen zu richten. Die durch Reibungsvorgänge und Influenzwirkung verursachten elektrischen Ladungen lassen sich erfahrungsgemäss nie ganz vermeiden. Man beschränkt sich daher darauf, die entstandenen Ladungen wenigstens von jenen Stellen abzuleiten, wo eine Entzündung des Gases oder gar die mögliche Bildung von Knallgas zu besorgen ist.

Trotz dieser Gefahrenquellen hat es sich gezeigt, dass die Betriebssicherheit für gut konstruierte und mit Sachkenntnis geführte Prall-Luftschiffe eine gute ist. Unglücksfälle und schwere Betriebsstörungen sind in Anbetracht der vielen, oft wagehalsigen Fahrten und gelegentlichen Irrtümer oder Fahrlässigkeiten verhältnismässig selten. Die bisweilen auftretenden Unglücksfälle und Havarien sind meist auf die Ungunst der atmosphärischen Einflüsse zurückzuführen, oft in unglücklicher Verkettung mit gewissen, leicht überwindbaren Schwächen oder Fehlern der Konstruktion. Selten werden sie verursacht durch mangelhafte und unter widrigen Verhältnissen oft schwierig zu treffenden Massnahmen der Führung oder durch die Schuld der Bedienungsmannschaft.

Von Interesse würde es sein, die vorgefallenen Unfälle, soweit dies später möglich ist, auf ihre Gründe hin zu untersuchen, zum Zweck ihrer Vermeidung durch Belehrungen und Verbesserungen, sowohl hinsichtlich der Führung wie auch der Konstruktion. Die Frage, welchem Luftschiffsystem die grösste Betriebssicherheit beizumessen ist, ist schwer zu entscheiden, da die bei Prall-Luftschiffen erreichbare Betriebssicherheit in der Regel mehr abhängt von der Güte der Baustoffe, der Verlässlichkeit der Ventile und Motoren und in erster Linie auch von der Art und Weise der Abwicklung des Betriebes selbst wie vom gewählten System.

Geschwindigkeit und Vortrieb.

Unter der Geschwindigkeit eines Luftschiffes versteht man seine Eigengeschwindigkeit, das heisst die von ihm bei Windstille erzielte Geschwindigkeit. Ein Mass für die Eigengeschwindigkeit ist der bei Windstille sekundlich zurückgelegte Weg. Die Eigengeschwindigkeit ist naturgemäss auch durch die Geschwindigkeit des während der Fahrt vorbeiziehenden Luftstromes bestimmt.

Als Marsch- oder Fahrtgeschwindigkeit ist die Geschwindigkeit zu bezeichnen, mit der ein Luftschiff, gleichviel bei welcher Windstärke über den Erdboden hinwegzieht; sie wird daher auch gelegentlich als die Relativgeschwindigkeit bezeichnet. Auch für sie bildet der in der Zeiteinheit zurückgelegte Weg, oder besser noch der Quotient aus dem zurückgelegten Weg und der dazu benötigten Zeit ein Mass. Der zurückgelegte Weg wird in der Regel angegeben durch die in der Sekunde zurückgelegte Meterzahl oder durch die Anzahl der in der Stunde zurückgelegten Kilometer. Demgemäss spricht man dann von einer Geschwindigkeit ausgedrückt in Meter pro Sekunde, m/sec, oder in Kilometer pro Stunde, km/Std und drückt die zu bezeichnenden Geschwindigkeiten bald in diesem, bald in jenem Sinne aus. Eine einheitliche Bezeichnung hierfür gibt es noch nicht, aber es wäre vielleicht empfehlenswert, die mehr der rein technischen Bewertung zugrunde liegende Eigengeschwindigkeit in m/sec und die für die Marschstrecke selbst in Betracht kommende Marschgeschwindigkeit in km/Std anzugeben. Zur überschlägigen Umrechnung der auf die Stunde bezogenen Geschwindigkeit in Kilometer in die auf die Sekunde bezogene in Meter genügt es, die erstere mit 0,28 zu multiplizieren, da 1 km/Std = 0,2778 m/sec.

Die als unterste Grenze für Verkehrsluftschiffe zu bezeichnende Geschwindigkeit dürfte in Anbetracht der bei uns vorherrschenden Windstärken bei etwa 10 m/sec liegen, die der Militärluftschifife mit etwa 12 m/sec zu beziffern sein. Mit Rücksicht auf die mittleren Windstärken sind denn auch schon seit Jahren bereits für alle zu militärischen Zwecken brauchbaren Luftschiffe Mindestgeschwindigkeiten gefordert worden von ca. 12 m/sec. oder 43,2 km/Std. Die von den schnellsten P rall - Luftschiffen heute bereits erreichten und durch längere Zeit hindurch aufrecht erhaltenen Höchstgeschwindigkeiten stellen sich auf etwa 17    19,2 m/sec oder 61,5-1-69,3 km/Std. Aus

den für die Festsetzung der Luftschiffgeschwindigkeit wertvollen und vom Observatorium in Lindenberg ausgearbeiteten Windgeschwindigkeitstabellen¹) geht hervor, dass die mittlere Windgeschwindigkeit, die beispielsweise über der Mark Brandenburg in den einzelnen Jahreszeiten herrscht für die in Betracht kommenden Marschhöhen von etwa 500 bis 1500 m auch im Winter niemals eine Geschwindigkeit von 12 m/sec. erreicht und, dass die Frühlings-, Sommer- und Herbstmittel, sowie auch der Jahresdurchschnitt sogar weit hinter dieser Zahl zurückstehen. Die dem bezeichneten Werke entnommenen Zahlenangaben sind in den beiden folgenden Tabellen zusammengestellt.

Mittlere Windgeschwindigkeiten über der Mark Branden

burg:

Höhe in m, absolut.

Winter

Frühjahr

Sommer

Herbst Jahresmittel

Erdoberfläche

500

1000

1500

2000

05^ co co

t-H i—I t—ł CCI r—I I I

cs^ œ    w

-sit oo od os

p œ œ œ _£*• en V cn "Łn

Über die Häufigkeit gewisser Grenzwerte der Windgeschwindigkeit in der Mark gibt die folgende Tabelle Aufschluss.

x) R. Assmann, Die Winde in Deutschland, Braunschweig 1910, sowie auch Linke, Aeronautische Meteorologie Bd. 1 u. II. Frankfurt a. M. 1911.

Prozentuale Häufigkeit des Auftretens gewisser Windstärken.

1000 m 1500 m 2000 m

Windgeschwindigkeit Erdoberfläche 500 m in m/sec.

0-7- 2 2-H 5 a 5-7-10 b 10-=-15 über 15

16

44

32

19

18

17

12

87

19

13

34

22

15

28

27

15

26

32

18

Zunächst ist hieraus festzustellen, dass Windstärken, welche das Manövrieren mit Luftschiffen am Erdboden stark beeinträchtigen könnten oder ganz unmöglich machen, verhältnismässig selten auftreten. Addiert man die in der Tabelle gegebenen Zahlenreihen in senkrechter Richtung, das erste Mal bis zu der wagerecht durchlaufenden Geraden a und das zweite Mal bis zur Geraden b, so findet man die prozentuale Häufigkeit für das Auftreten von Windstärken bis zu 10 m/sec. für die Höhe von 500 -1- 2000 m schwankend zwischen 65 °/o und 46 °/° aller Jahrestage, während eine Windstärke bis zu 15 m/sec bei 500 m Höhe sich auf 84°/o und bei 2000 m Höhe sich auf 78°/° aller Jahrestage erstreckt.

Luftschiffe mit einer Grösstgeschwindigkeit von etwa 12 m vermögen daher an ²/s -=- ³A aller Jahrestage, solche aber mit 17 m Eigengeschwindigkeit an ca. ⁷/s aller Jahrestage gegen den Wind aufzukommen und zwar in Marschhöhen bis zu 2000 m.

Für den Betrieb von Sportluftschiffen, die man für Geschwindigkeiten bis zu 12 m/sec. verhältnismässig klein (1200-7-1500 Raummeter) und billig bauen kann, ist noch festzustellen, dass sie im Hinblick auf die, während ihrer Betriebszeit (Frühjahr bis Herbst) vorherrschenden geringen mittleren Windgeschwindigkeiten sehr günstig gestellt sind.

Endlich müssen die in der Mark sowie im grössten Teil des übrigen Deutschland vorherrschenden Wind- und Wetterverhältnisse, anderen Land- und Seegebieten der Erde gegenüber für die Luftschiffahrt als sehr ungünstige bezeichnet werden. Die Passatzonen und der Kalmengürtel bieten an den meisten Stellen und einen grossen Teil des Jahres hindurch hinsichtlich der vorherrschenden Luftbewegungen geradezu ideale Verhältnisse für die Luftschiffahrt. Aber gerade hier machen sich dann wieder die zersetzenden Einflüsse von Wärme und Sonnenstrahlung den heutigen Hüllenstoffen gegenüber in verstärktem Masse geltend¹).

Messung der Geschwindigkeit.

Die genaue Messung der Eigengeschwindigkeit gestaltet sich infolge der in der Luft meist vorherrschenden Unruhe bisweilen recht schwierig und wird durch die mit den Instrumenten verbundenen Fehlerquellen noch mehr erschwert. Aus diesem Grunde stösst man auch bei den in der Literatur veröffentlichten Geschwindigkeiten oft auf stark voneinander abweichende Zahlenangaben und direkte Widersprüche. Auch scheinen die Meinungen darüber, welches das beste Verfahren sei zur Bestimmung der Geschwindigkeit noch lange nicht überall dieselben zu sein. Es sei deswegen über diesen Gegenstand nur das Folgende kurz ausgeführt.

Als das bewährteste Verfahren zur Ermittlung der Eigengeschwindigkeit wird von vielen Fachleuten das öfters wiederholte Abfahren einer genau bekannten Wegstrecke von einigen Kilometer Länge betrachtet, nebst einer genauen Bestimmung der dazu gebrauchten Zeit. Der Quotient aus Weglänge und Zeit ergibt dann sofort die Eigengeschwindigkeit. Hierbei ist die Voraussetzung, eine sehr ruhige Luft und nahezu absolute Windstille. Tage, an denen dies zutrifft, sind verhältnismässig selten, da nicht nur die wagerechten als Winde bezeichneten Luftströmungen, sondern auch die auf- und abwärts gerichteten Luftbewegungen störend wirken. Selbstredend ist die Anordnung der Messtrecke so zu treffen, dass die durch das Buderiegen in den Umkehrpunkten eintretende Geschwindigkeitsver-minderung ausgeglichen ist, sobald das Schiff in die Messtrecke selbst eintritt.

x) Vergl. auch „Die meteorologische Bilanz der Lenkluftschiffahrt“ von Dr. A. Peppier in Deutsche Zeitschrift für Luftschiffahrt v. J. 1911. Heft 18.

Auch das Anvisieren von Spitze und Heck des vorbeiziehenden Luftschiffes mittelst feststehender und mit Fadenkreuz versehener Fernrohre, Theodolithen u. dgl. mit der Stoppuhr in der Hand und bei möglichster Ausschaltung des Windeinflusses dürfte zu ziemlich brauchbaren Werten führen.

Endlich ist noch das Messverfahren zu erwähnen, das an Bord des Fahrzeugs vorgenommen wird und auf der Messung der Geschwindigkeit des vorbeiziehenden Luftstroms beruht. Zu diesem Zweck benützt man Windräder in der Form von Schalenkreuzanemometern mit Fernübertragung oder Selbstaufzeichnung versehen und bringt dieselben so an, dass die Windräder sich ausserhalb des Bereiches der durch das Fahrzeug selbst erzeugten unruhigen Luftzone befinden. Auch ein gewöhnlicher Wassersäulenapparat in entsprechender Ausbildung mit Pitotröhre¹) etwa, oder auch aneroidartige Instrumente, bei denen durch die Geschwindigkeit des auftretenden Luftstroms einseitige Druckunterschiede entstehen, könnten gegebenenfalls zu Geschwindigkeitsmessungen eingerichtet werden.

Sind von den Betriebseigenschaften eines Luftschiffes die effektive Motorleistung Ne, der entsprechende Fahrwiderstand, das heisst der während der Fahrt erzeugte Gesamtwiderstand W, sowie die Wirkungsgrade rji und rlz von Luftschraube und Getriebe bekannt, so ist bei der Luftschiffgeschwindigkeit v die effektive Motorleistung

N,

W. v

Ms

und die Geschwindigkeit

\y ’ V¹ ’ Vs-

Nach dem, als bekannt vorauszusetzenden quadratischen Luftwiderstandsgesetz kann der Widerstand W für ein Luft schiff geschrieben werden in der Form

W == F v² • K •

') v. Soden und Dorni er, „Ermittlung der momentanen Eigengeschwindigkeiten von Luftfahrzeugen mit Hilfe der Pitotsehen Röhre“, in Zeitschrift für Elugtechnik und Motorluftschiffahrt 1911. S. 241.

In dieser Formel ist F der grösste Querschnitt des Luftschifftragkörpers in Quadratmeter (qm), v die Geschwindigkeit in m/sec, y das Gewicht der Kaumeinheit (Raummeter) Luft in kg, g die Erdbeschleunigung und K ein von der ganzen Anordnung abhängiger und späterhin noch näher zu erörtender Zahlenfaktor, der sogenannte allgemeine Formfaktor. Setzen wir den Wert für W in die erste Gleichung ein, so ergibt sich

OQ IVi

Ne = Fv³

und

'-W-

m/sec.

Diese Formel eignet sich zur überschlägigen Bestimmung der Eigengeschwindigkeit von Luftschiffen natürlich erst dann, wenn der darin auftretende allgemeine Formfaktor K bekannt ist, dessen Wert nur auf Grund praktischer Erfahrung ermittelt werden kann.

Die von Bassus¹) angegebene Formel zur näherungsweisen Berechnung der Geschwindigkeit lautet:

v = 47

YK

y F

km/Std.

Diese Formel jedoch dürfte, da der in ihr auftretende Zahlenfaktor, der naturgemäss abhängig ist von der Grösse und Bauform des Schiffes selbst und seiner Maschinenanlage, insbesondere für mittlere und kleine Prall-Luftschiffe im allgemeinen zu grosse Werte liefern.

Die Fahrtgeschwindigkeit lässt sich an Hand des in die Karte eingetragenen Weges bestimmen, oder ist mit Hilfe des Fahrtdreiecks nach dem inMoedebecks Taschenbuch für Flugtechniker und Luftschiffer¹ 2 3) gezeigten Verfahren festzustellen³).

In den meisten Fällen wird ein, besonders für militärische Zwecke bestimmtes Luftschiff, welches in der Regel gleichgeartete Motore besitzt, unter normalen Witterungsverhältnissen nur einen oder einen Teil seiner Motore in Betrieb haben. Auf diese Weise erreicht es eine, gewöhnlich als Marschgeschwindigkeit bezeichnete Geschwindigkeit der Fahrt, während der Rest der verfügbaren Motorkraft ausser Betrieb ist und als Einsatz dient für die durch aussergewöhnliche Witterungsverhältnisse usw. gebotene Geschwindigkeitssteigerung oder bei Maschinenunfällen.

Zur näherungsweisen Beurteilung der sich auf diese Weise jeweils einstellenden Marschgeschwindigkeiten diene der Hinweis, dass diese nach den oben für die Grösse von v gegebenen Gleichungen sich verhalten wie die dritten Wurzeln aus den sie erzeugenden Motorleistungen.

= f N., : (/N.s : {'S...

Vi : v₂ : v₃

Die einzuhaltende Marschgeschwindigkeit und die sie er

zeugende Motorleistung aber richtet sich, wie wir sahen in der Hauptsache nach der vorherrschenden Windstärke und Windrichtung, abgesehen von der Wichtigkeit und Grösse des jeweils vorliegenden Auftrages hinsichtlich Beförderung oder Erkundung. Hieraus kann jetzt schon geschlossen werden auf die Notwendigkeit einer gewissen Unterteilung der verfügbaren Motorleistung, sowie aber auch auf die aus den zeitweilig herrschenden Wind-und Wetterverhältnissen und aus anderen Anlässen als notwendig sich ergebende Anschmiegangsfähigkeit der ganzen Anlage an höchste Leistungen.

Das kann natürlich nur erreicht werden durch eine möglichst weit getriebene Steigerung der Motorleistung und der durch sie in der Hauptsache bedingten Eigengeschwindigkeit. Diese unbedingt anzufordernde Steigerung der Eigengeschwindigkeit ist, wie man leicht einsieht, zwar unwirtschaftlich im höchsten Masse, da die erforderlichen Motorleistungen sich verhalten wie die dritten Potenzen der erreichten Geschwindigkeiten und sie könnte wegen dieser Unwirtschaftlichkeit wohl auch geeignet sein zu voreiligen trüben Schlüssen auf die Wirtschaftlichkeit des Luftschiffbetriebes überhaupt, aber nichtsdestoweniger ist sie notwendig und nicht zu umgehen. Es muss immer wieder betont werden, dass Luftschiffe von geringer Geschwindigkeit weder annehmbare Durchschnittsleistungen zeitigen noch grosse Betriebssicherheit besitzen können, da gerade eine hohe Geschwindigkeit die beste Gewähr bietet für die Überwindung atmosphärischer Störungen und für die Sicherheit von Schiff und Besatzung. Diese Vorteile aber sind nur zu erkaufen durch eine mit wachsender Geschwindigkeit hinsinkende Wirtschaftlichkeit.

Die Luftschiffe haben ein Reich zu befahren, das in all seiner Durchsichtigkeit unberechenbare und unsichtbare Tücken genug besitzt und in dem es flutet und wirbelt wie einem machtvoll dahinziehenden Strom, stets wechselnd in Stärke und Richtung, hinweg über tausend Klippen, die von unten aufragen, und mit Verderben drohen. Da handelt es sich denn vor allem andern um den Bestand und nur das Fahrzeug, welches Geschwindigkeit besitzt ist hier der Lage gewachsen und hat Bestand. Ein langer Bestand aber ist schliesslich immer noch die beste Wirtschaftlichkeit.

Auftrieb, Hubkraft und Nutzlast.

Nächst der Geschwindigkeit ist die durch Auftrieb (physikalischer Auftrieb) und Eigengewicht bedingte Hubkraft oder Steigkraft oder der Anhub und die Nutzlast bei einem Luftschiff von hervorragender Bedeutung.

Nach dem Prinzip des Archimedes verliert jeder, in irgend eine Flüssigkeit eingetauchte Körper soviel an Gewicht, wie die von ihm verdrängte Flüssigkeit wiegt. Es wird dementsprechend auch ein Luftschiff, das von der Luft umspült wird, seinem wirklichen bei Luftleere sich geltend machenden Gewicht gegenüber um das Gewicht der von ihm verdrängten Luftmasse leichter erscheinen. Dieser Gewichtsverlust ist das, was man in der Physik als Auftrieb bezeichnet, weil er als eine der Schwerkraft entgegensetzt, also nach oben wirkende, als eine aufwärts treibende Kraft erscheint. Die Grösse des Auftriebs A wird in Kilogramm angegeben. Sie ist unabhängig von der Beschaffenheit der Masse des Luftschiffes und unabhängig von der Art der Füllung, aber direkt proportional zum Gewichte s der Raumeinheit von Luft und zum Rauminhalt V des Luftschiffes, zu seinem Verdräng. Es ist daher

A = V. s kg.

Infolge der Leichtigkeit des Luftschiffes nun ist dieser Auftrieb A grösser als das Luftschiffgewicht. Das Fahrzeug wird demzufolge aufwärts getrieben und zwar mit einer Kraft, deren Grösse man erhält, wenn man vom Auftrieb das Gewicht der Konstruktion nebst dem der Füllung in Abzug bringt. Man bezeichnet diese aufwärts gerichtete Kraft als die Hubkraft oder Steigkraft, den Anhub oder die Aufkraft, gelegentlich auch als den statischen Auftrieb des Luftschiffes, im Gegensatz zu dem, durch maschinelle Einwirkung erzielbaren sogenannten dynamischen Auftrieb. Zur Ermittlung der Steigkraft ist zunächst das Gewicht des Luftschiffes festzustellen, durch Zusammenzählen der Einzelgewichte seiner sämtlichen Teile.

Den Rauminhalt Vt des Tragkörpers kann man, ohne einen grossen Fehler zu begehen, gleichsetzen dem Gesamtrauminhalt V des Luftschiffes. Das Gewicht der Raumeinheit Füllgas sei s1? das Gesamtgewicht der Konstruktion sei Gk, dann ist zunächst das Gewicht der Füllung,

Gf = V. s,

und die Hubkraft H des Luftschiffes,

H = A — (Gf + Gk)

= V. s — V. Sjl — Gk = V (s—sx) — Gk kg.

Die Hubkraft oder der Anhub des Luftschiffes ist daher bekannt, wenn der Rauminhalt V seines Tragkörpers, die Hubkraft s—S! der Raumeinheit (Raummeter) des Füllgases und das Gesamtgewicht der Konstruktion bekannt ist.

Die Feststellung des Rauminhaltes erfolgt auf dem späterhin im Vorentwurf noch zu besprechenden Wege. Zur Ermittlung des Konstruktionsgewichtes Gk ist auf Grund dieses Vorentwurfes von Fall zu Fall eine sich über sämtliche Teile des Luftschiffes erstreckende Gewichtsermittlung anzustellen.

Die Hubkraft hebt, wie ihr Name sagt, ein gewisses Gewicht vom Boden hoch und diese, der Nutzung verfügbare Gewichtsmenge nennt man die Nutzlast. Genau genommen versteht man unter der Nutzlast eines Luftschiffes das zu Nutzungszwecken mitführbare aber nicht organisch zur Konstruktion selbst gehörige Gewicht, in das sich die Brennstoffvorräte, das Ballastgewicht, die Olvorräte und die Passagiere zu teilen haben. Das im Motorkühler befindliche Kühlwasser und die zur Maschinen-und Schraubenanlage gehörigen Ersatzteile, ebenso das Schleppseil werden als organische Bestandteile der Konstruktion betrachtet und gehören daher nicht zur Nutzlast. Die Grösse der Nutzlast ist streng genommen gleich der Hubkraft. Sie wird grösser mit grösser werdendem Tragkörper und nimmt ab mit schwerer werdendem Baugewicht und Füllgas. Das zwischen der Nutzlast und dem durch die Grösse des Luftschiffes (Grösse des Tragkörpers in Raummeter) bedingten Anhub des Gases vorwaltende Grössenverhältnis hat bei grossen Luftschiffen einen höheren Wert und ist daher günstiger für die Tragfähigkeit wie bei kleinen, aus dem einfachen Grunde, weil der zum Tragkörperinhalt proportionale Anhub schneller wächst wie das Baugewicht der ganzen Konstruktion. Von diesem Gesichtspunkt ausgehend würde es sich daher empfehlen, die durchschnittliche Grösse der zu erbauenden Luftschiffe möglichst hoch zu bemessen, um dadurch zu sehr günstigen Nutzlastverhältnissen zu gelangen. Dieser Vergrösserung jedoch ist sowohl durch die praktische Ausführbarkeit, wie auch durch wirtschaftliche und sonstwie geartete Bedenken eine enge Grenze gezogen.

Das besprochene Grössenverhältnis für die Nutzlast gilt mit Recht als ein Punkt, der zur Beurteilung von Luftschiffen verschiedenster Bauart aber gleicher Grösse stark in Rechnung zu ziehen ist und man bezeichnet es geradezu als die Wertigkeit hinsichtlich der Tragfähigkeit. Diese Wertigkeit ist am grössten bei Unstarrschiffen mit kurzer Gondel, während Halbstarrschiffe und Langgondelschiffe hierin etwas ungünstiger gestellt sind, so dass von diesem Gesichtspunkte aus die erst erwähnte Bauform wohl auch als die am meisten wirtschaftliche bezeichnet werden kann.

Bei Unstarrschiffen mittlerer Grösse (Parsevalbauform) ist diese Wertigkeit ca. 1/3,8, bei den Halbstarrschiffen und den

Unstarrschiffen mit langer Gondel etwa lA und bei den grossen Starrschiffen ungefähr ¹/s. Zur Hebung von 1 kg Nutzlast sind somit bei den erst erwähnten 3,8 kg, bei den Halbstarrschiffen 4 kg und bei den Starrschiffen 5 kg an Tragkörperanhub erforderlich. Diesen Verhältnissen entspricht dann auch die Raumgrösse des Tragkörpers. Hierbei ist zu beachten, dass für gleiche Schiffsgrössen die für die Prall-Luftschiffe geltenden Verhältnisse hinsichtlich der Wertigkeit den Starrschiffen gegenüber noch günstiger ausfallen würden.

Bis hierher wurden die aus der Bauform und der Grösse des Tragkörpers sich für den Auftrieb und die Steigkraft ergebenden Verhältnisse einer kurzen Betrachtung unterzogen, ohne dass auf die infolge der Veränderung des Luftdrucks, der Luftwärme und der Luftfeuchtigkeit entstehenden Grössenänderungen hinsichtlich des Auftriebes und der Steigkraft Rücksicht genommen worden wäre. Hiervon sind zunächst die durch abnehmenden Luftdruck bedingten Verringerungen der Steigkraft von Wichtigkeit. Diese nimmt, wie ohne weiteres ersichtlich, mit grösser werdender Steighöhe entsprechend dem in geometrischer Progression abnehmenden Luftdruck ab, da der Auftrieb kleiner wird, das Gewicht des Luftschiffs aber ungefähr das gleiche bleibt. Diese durchschnittliche Abnahme des Luftdruckes beträgt, wie allbekannt bei mittlerem Barometerstand und 0° Lufttemperatur für 10,5 m Höhe ungefähr 1 mm Quecksilber. In einer gewissen Höhe, der grössten Steighöhe, ist der Auftrieb gleich dem Gewicht des Luftschiffes und die Steigkraft gleich Null, das Steigen hört auf.

Wie bei abnehmendem Luftdruck findet auch bei wärmer werdender Aussenluft eine Abnahme des Auftriebes und der Steigkraft statt, weil die erwärmte Luft sich ausdehnt und daher an Gewicht verliert. Beim Emporsteigen gelangt das Luftschiff in kältere Luftbereiche und es kann die Abnahme der Temperatur zu etwa 0,5° für 100 m Erhebung angenommen werden. Die hierdurch bedingte Zunahme des Auftriebs wirkt naturgemäss, wenn auch in geringem Masse verlangsamend ein auf die durch die Luftdruckerniedrigung entstehende Abnahme desselben.

H = V (s—sj — Gk-

Nach der oben entwickelten Formel ist die Hub- oder Steigkraft

Ist nun das Gewicht eines Raummeters trockener Luft bei 0° und 760 mm Barometerstand gleich y, so wiegt es bei dem Barometerstand b und bei der Temperatur t nach dem Mariotte-Gay-Lunac’schen Gesetz

273

n 760* 27'3 + t

kg.

⁷ 760 ' 1 + 0,00367 t

Ebenso wiegt, wenn y₁ das Gewicht eines Raummeters Traggas ist bei 0° und 760 mm, das Raummeter Traggas bei einem Barometerstand b und der Temperatur t

kg.

760 1+ 0,00367 t Setzt man diese Werte für y\ und in die erste Gleichung ein, so erhält man die Hubkraft eines Luftschiffes von V Raummeter Tragkörpergrösse bei b mm Barometerstand und t ⁰ Lufttemperatur zu

h = y (n —/w) — Gk = v(r—n) ^• f+o,00367 1

JL und p' = JL.

in Frankfurt a. M.

¹

)    Navigation von Luftfahrzeugen von K. Bassus inMoedebecks Taschenbuch. Berlin 1911. S. 517.

²

)    Moedebecks Taschenbuch. S. 548.

³

)    Vergleiche auch: „Zur Bestimmung der Eigengeschwindigkeit von Motorballons“ von R. v. Kehler in der Deutschen Zeitschrift für Luftschiffahrt. Jahrgang 1908. S. 444.

— Gk kg.

h = y (n —/w) — Gk = v(r—n) ^• f+o,00367 1

Die durch den im Traggas herrschenden inneren Überdruck von ungefähr 2-^-3 mm Quecksilber hervorgerufene Verminderung der Steigkraft ist infolge ihrer Geringfügigkeit in dieser Formel vernachlässigt worden.

Als einfach zu behaltende Regel für die durch Luftdruckschwankungen und Wärmeänderungen bedingten Änderungen der Steigkraft kann man sich merken :

1. Jede Änderung des Luftdruckes um 1 mm Quecksilber bedingt eine Änderung der augenblicklichen Steigkraft des Traggases um ¹176o oder l,3°/oo.

2. Jede Änderung der Lufttemperatur um 1° ändert die Steigkraft des Traggases um 7273 oder 4 °/oo in entgegengesetztem

Sinne, unabhängig von Grösse, Höhe und Füllung, falls das Gas dieselben Temperaturveränderungen erleidet wie die Luftx).

Ein Luftschiff von beispielsweise 5000 Raummeter Gasinhalt verliert, wenn man die Hubkraft eines Raummeters Traggas zu etwa 1,2 kg annimmt, durch eine Temperatursteigerung von 15° bei gleichbleibendem Barometerstand einen Betrag an Hubkraft von

Hy

5000 • 1,2 • 15 • 4

1000

360 kg

Dies ist mehr wie ¹14 der Gesamthubkraft oder Nutzlast des Fahrzeugs von der bezeichneten Grösse. Noch ungünstiger können sich die Verhältnisse gestalten, wenn mit zunehmender Erwärmung gleichzeitig eine Abnahme des Luftdruckes verbunden ist, wie dies gelegentlich einzutreten pflegt. Unter solchen Umständen kann dann die Abnahme der Steigkraft eine so grosse werden, dass ein Fahrzeug, welches infolge gealterter Füllung nur noch einen Teil seiner Steigkraft besitzt, diese ganz verliert und marschunfähig wird, wie sich dies in der Praxis denn auch gelegentlich ereignet.

Jede Erhöhung des Luftdruckes und jede Erniedrigung der Lufttemperatur vergrössert, wie bereits angedeutet, die Hubkraft. Eine weitere Vergrösserung derselben wird hervorgerufen durch eine, meist von der Sonnenstrahlung verursachte Erwärmung des Traggases über die Temperatur der umgebenden Luft. Doch ist diese Erhöhung infolge des geringen Gewichtes der Raumeinheit Traggas (Wasserstoff) eine weit geringere wie die, z. B. durch Abkühlung der Aussenluft verursachte. Für derartige Hubkraftänderungen gilt die Regel:

3. Jede Änderung der Temperatur des Traggases um 1° ändert dessen Hubkraft um ¹/i°/oo, vorausgesetzt, dass die Füllung aus reinem Wasserstoff besteht.

Hierbei ist, wie auch bei dem unter 1 und 2 Gesagten, der Innendruck in seiner Wirkung auf die Hubkraft vernachlässigt worden, wie auch die durch die Ausdehnung und Zusammen-

ziehung des Gases infolge wechselnden Luftdruckes bedingten Temperaturschwankungen.

Ausser den soeben besprochenen Änderungen sind fernerhin beachtenswert die durch atmosphärische Niederschläge, wie Regen, Schnee, Reifbildung usw. gelegentlich auftretenden Hubkraftminderungen, welche in ihrer Grösse naturgemäss abhängig sind von der Art des Niederschlages, der Grösse und Form der von ihm getroffenen Oberfläche und ihrer Rauhigkeit und Näss-barkeit.

Sehr gering sind die durch Änderungen im Feuchtigkeitsgehalt der Luft bedingten Schwankungen in der Steigkraft und können für gewöhnlich ganz ausser Berücksichtigung gelassen werden. Feuchte Luft ist, da das spezifische Gewicht des Wasserdampfes 0,622, also etwa % desjenigen der trocknen Luft ist, um eine Kleinigkeit leichter als trockene Luft. Unter der Annahme, dass die durch den beigemengten Wasserdampf veranlasste Erleichterung bei Sättigung, d. h. 100% relativer Luftfeuchtigkeit und bei einer Temperatur von 20° für das Raummeter 10,3 g betrage, erreicht die hierdurch hervorgerufene Steigkraftverminderung für ein Luftschiff von etwa 5000 Raummeter Inhalt unter gewöhnlichen Verhältnissen Werte von etwa 10—20 kg¹). Das sind Schwankungen von etwa 1—1,5 % der Gesamtnutzlastgrösse.

Hölienleistmig und Fahrzeit.

Abhängig von der Grösse der Nutzlast ist, wie bereits angedeutet wurde, das an Passagieren, Gütern und Betriebsstoffen mitführbare Gewicht und damit natürlich auch die Wirtschaftlichkeit des Betriebes, sowie die Dauer der Fahrt und die Höhenleistung.

Als Höhenleistung bezeichnet man die durch Ballastabgabe erzielbare Fähigkeit des Luftschiffes, sich zu seiner grössten Steighöhe zu erheben und in dieser längere Zeit zu verweilen.

ł) Hierbei ist die Gewichtserhöhung des Hiillenstoffes selbst durch Aufnahme von Luftfeuchtigkeit ausser Berücksichtigung gelassen. (Vergl. Abschnitt über Hüllenstoffe etc. in Bd. II.)

Basenach, Prall-Luftschiffe. I.

Die Höhenleistung ist abhängig von der Menge des mitgeführten Ballastes und von dem Verhältnis dieses Ballastgewichts zum Gesamtgewicht des Luftschiffs. Sie wird eine um so bessere sein, je mehr Ballast mitgeführt werden kann und einen um so höheren Wert sein Verhältnis zum Gesamtgewicht vorstellt.

Der stündliche Brennstoffverbrauch der Motoren

Die Länge der Fahrzeit richtet sich in erster Linie nach der Menge des mitgeführten Brennstoffes (Benzin) und der Grösse des durch die Motoren stündlich verbrauchten Quantums desselben.

verhält sich ungefähr wie die effektive Leistung derselben und wird rasch grösser mit grösser werdender Schiffsgeschwindigkeit. Infolgedessen bedingt jede bedeutendere Erhöhung der Geschwindigkeit bei einem stark erhöhten Benzinverbrauch eine kräftig sich geltend machende Kürzung der Fahrtdauer. Man wird daher auch bei bewegter Luft, infolge der in der Hegel hierdurch notwendig werdenden Geschwindigkeitserhöhung meist mit einer verkürzten Fahrtdauer zu rechnen haben, kommt also, wrenn nicht gerade mit dem Winde gefahren werden kann, nicht so weit wie bei ruhigem Wetter. Neben diesen Verhältnissen spielen natürlich auch die allgemeine Betriebsicherheit der ganzen Anlage, die Leistungsfähigkeit der Besatzung, die herrschende Wärme und Strahlung, etwaige Niederschläge und die hierdurch notwendig werdende Ballastverausgabung eine gewichtige Rolle. Das zwischen den Betriebsstoffen (Benzin, Ol und Wasser) und dem Ballast zu wählende Gewichtsverhältnis wird bei demselben Fahrzeug für verschieden lange Fahrten naturgemäss ein anderes sein. Zur Bewältigung langer Fahrten z. B. wird man, um recht viel Benzin und Öl mitnehmen zu können, den Ballast auf das absolut notwendige Mass beschränken müssen, gegebenenfalls auch ganz ohne eigentlichen Ballast auszukommen versuchen, vorausgesetzt, dass das Fahrzeug eine kräftig wirkende Höhensteuerung besitzt und die Witterungsverhältnisse nicht zu ungünstige sind.

Die durch den Benzin- und Ölverbrauch der Motoren bewirkte Entlastung der Gondel, ist in der Regel grösser als die durch den Gasverlust bedingte Abnahme der Hubkraft des Tragkörpers. Jedes Luftschiff wird infolgedessen während der Fahrt allmählich höher und höher steigen und infolge der Ausdehnung des Traggases durch die Ventile das überschüssig gewordene Gas ausstossen. Dieser Gasverlust wird um so grösser werden, je höher der Aufstieg und um so stärker die infolge etwaiger Sonnenstrahlung auftretende Erwärmung des Traggases sich geltend macht. Eine zur Verhinderung dieser Gasverluste notwendig erscheinende Ballastergänzung, insbesondere bei grösserer Marschhöhe und über Land, war bis vor kurzer Zeit noch nicht bekannt. Durch Rückkühlung der Auspuffgase ist es nunmehr auf sehr einfache Weise gelungen, das sich daraus niederschlagende Wasser in völlig ausreichendem Masse zum Ballastersatz für das verbrannte Benzin heranzuziehen. Die Beschreibung dieser Vorrichtung folgt in einem späteren Abschnitt. Sucht man unter Anwendung der Höhensteuerung (dynamische oder Krafthöhensteuerung), durch Schieflage des Fahrzeugs der wachsenden Steigkraft entgegen zu wirken, so drückt man hierdurch durch Erhöhung des Luftwiderstandes die Geschwindigkeit herab.

Aus dem bis jetzt darüber Ausgeführten geht hervor, dass bei Luftschiffen von gleicher Grösse die Fahrtdauer infolge der grössten Nutzlast theoretisch am grössten sein wird bei den leichten Unstarrschiffen, etwas geringer bei den Halbstarrschiffen und am geringsten bei den starren Bauformen. Freilich ist es, wie bereits angedeutet, nicht die relative Grösse der Nutzlast allein, welche ausschlaggebend ist hinsichtlich der Länge der Fahrtdauer, sondern es sprechen hier noch eine ganze Anzahl von Bedingungen konstruktiver und betriebstechnischer Art mit. Praktische Ergebnisse einer bis aufs äusserste getriebenen Ausnützung grosser oder auch nur mittelgrosser Prall-Luftschiffe hinsichtlich der erreichbaren Fahrtdauer liegen bislang noch nicht vor und es scheint daher das vom theoretischen Standpunkt aus Gesagte, mit den praktischen Ergebnissen in einem gewissen Widerspruch zu stehen. Die von Prall-Luftschiffen mittlerer Grösse (4000—5000 Raummeter) bis jetzt gefahrenen grössten Dauerfahrten erstreckten sich durch 16—17 Stunden bei voller Motorleistung, ohne dass hierdurch die praktisch mögliche Höchstfahrtdauer erreicht ist. Neuerdings sind diese Fahr-

Zeiten denn anch von einem etwas grösseren Langgondelschift’ (Adjutant Ré au) um ein Bedeutendes übertroft’en worden.

Die statische, also durch Ballastabgabe erzielte Veränderung in der Höhenlage, das Steigen wie auch das Sinken erfolgt bei Prall-Luftschiffen nach den für pralle Freiballons geltenden Regeln und ist abhängig von dem, zwischen dem abgegebenen oder eingenommenen Ballastgewicht und dem Gesamtgewicht des Luftschiffes vorherrschenden Verhältnis¹). Die durch den Innendruck bewirkte Gasverdichtung kommt hierbei wenig in Betracht. Die Grösse der Nutzlast liefert daher einen Massstab für die zu erwartende Höhenleistung. Luftschiffe mit grosser Nutzlast sind naturgemäss in ihren Höhenleistungen besser als solche mit absolut oder vielmehr relativ klein bemessener Nutzlast, wobei unter relativer Nutzlast das Verhältnis der Nutzlast zum Gesamtanhub des reinen Gasraumes ohne Hülle zu verstehen ist und etwa in Prozenten des Anhubs auszudrücken ist. Natürlich ist auch die Geschwindigkeit von Wichtigkeit, mit der ein solches Fahrzeug imstande ist die gewünschte Höhenänderung auszuführen, doch hängt diese meist nur von der Eigengeschwindigkeit und der Leistungsfähigkeit der Höhensteuerung ab. Schiffe mit grosser Eigengeschwindigkeit und starkem Schrägstellungsvermögen der Längsachse steuern natürlich auch in der Senkrechten besser als solche, denen diese Eigenschaften bis zu einem gewissen Grade abgehen, woraus wiederum auf die Wichtigkeit geschlossen werden kann, welche eine gute Geschwindigkeit hinsichtlich der Höhensteuerfähigkeit besitzt.

Die für militärische Zwecke, mit Rücksicht auf die Reichhöhe der Handfeuergeschosse (1600—1800 m) wünschenswerte Steighöhe für Luftschiffe dürfte bei mindestens 1500 m zu suchen sein. Auch mit Rücksicht auf das Überfliegen von Passhöhen, Bergkämmen, sowie zum Fahren im Gebirge überhaupt, ist das Erreichen einer gelegentlich beträchtlichen Steighöhe erforderlich, sowie auch die damit zu verbindende Möglichkeit, längere Zeit in dieser Höhe zu verweilen. Die heute erreichbaren Steighöhen für Luftschiffe von den eingangs bezeichneten Bauformen dürften bei etwa 1800—2000 m ihre Grenze haben. Natürlich sind hierzu nur übermittelgrosse und grosse Fahrzeuge befähigt, während kleine diese Höhe nicht erreichen, weil bei ihnen die relative Nutzlast nicht so gross ist, wie bei grossen Luftschiffen.

Für die Berechnung der Steighöhe h₀ (Normalhöhe) eines prallen Ballons gibt Moedebeck in seinem Taschenbuch¹) folgende Formel an:

In dieser Formel ist n

ferner Y der Inhalt des

h₀ = 18400 log n. V.HW

Gk

Tragkörpers in Raummeter, Hw die Hubkraft eines Raummeters Traggas (Wasserstoff) in kg bei einem Barometerstand b m/m und einer Temperatur von 0° und Gk das Gewicht des Luftschiffes selbst in kg. Die wirklich erreichte Steighöhe bleibt infolge der, durch den Innendruck bewirkten geringen Zusammenpressung des Traggases um eine Kleinigkeit hinter der aus der soeben wiedergegebenen Formel berechneten Steighöhe zurück. Hinsichtlich der Ableitung, welche hier zu weit führen würde, muss auf die angeführte Literaturquelle verwiesen werden.

Während des Anstieges gelangt das Fahrzeug in Luftschichten geringeren Barometerdruckes, der Gasinhalt V dehnt sich aus und das überschüssige Gas strömt bei entleertem Ballonet durch die Sicherheitsventile ab.

Beträgt der Luftdruck am Erdboden b₀, in der erreichten Höhe b und nimmt man an, dass der Tragkörper in dieser Höhe, prall mit Gas gefüllt den Inhalt V Raummeter hat, so entspricht diesem Inhalt am Erdboden ein Gasraum von der Grösse

F er

V₀ = V

und es ist mithin der durch die Erhebung bedingte Gasverlust

Raummeter.

v-v.=v(i-£)

Berücksichtigt man die sich in der Höhe geltend machende Temperaturabnahme, so ist

und

To

V₀ = -m-

0er

Hir>

der in Wirklichkeit erlittene Gasverlust in Raummeter. In dieser Formel ist T₀ = 273-f-t₀, T = 273 —t, t₀ die Temperatur am Erdboden, t die Temperatur in der erreichten Höhe, 273 der reziproke Wert der Temperaturausdehnung des Gases für 1°.

Dieser, durch die Veränderung der Höhenlage bedingte Gasverbrauch ist bei grossen Tragkörpern naturgemäss ein grösserer wie bei kleinen und bei schwergebauten Fahrzeugen von relativ ungünstigerer Wirkung als bei Fahrzeugen von verhältnismässig leichter Bauart. Hinsichtlich der zur Erreichung der besprochenen Steighöhen erforderlichen Ballastausgabe, sowie für die durch Gewichtsschwankungen irgendwelcher Art bedingten Änderungen in der Höhenlage gilt die folgende Regel:

Bei einer durch Ballastabgabe, Raumausdehnung des Füllgases, oder Zusammenziehung desselben, ferner durch Feuchtigkeitsbelastung hervorgerufenen Gewichtsschwankung von l°/o des Gesamtgewichts, steigt oder sinkt ein Luftschiff um 80 m. Diese Änderung der Höhenlage erfolgt unabhängig von Volum und Gesamtgewicht des Luftschiffes, der Art seiner Füllung und von der Höhe, in welcher die Gewichtsveränderung vor sich geht.

Leistungshalbmesser (Aktionsradius) Leistungsfläche, Fahrweite, Fahrbereich und Marsch strecke.

von

Der Leistungshalbmesser eines Luftschiffes, auch Aktionsradius genannt, ist der Abstand seines Ausgangspunktes dem Punkt, über welchen das Fahrzeug bei Windstille und ruhiger Luft, ohne Fahrtunterbrechung sowie bei vollständiger

und günstigster Ausnutzung seines Betriebsmaterials wieder an seinen Ausgangspunkt zurückkehren kann. Die von dem Fahrzeug auf diese Weise zurückgelegte grösste Marschstrecke ist gleich dem doppelten Leistungshalbmesser. Die Weite der Marschstrecke wechselt mit den Verhältnissen, während der Leistungshalbmesser als die Hälfte der höchst erreichbaren Marschweite eine der Konstruktion eines jeden Fahrzeuges eigene konstante Grösse ist. Die Marschstrecke wird, wie bereits angedeutet, kleiner mit zunehmender Eigengeschwindigkeit des Fahrzeugesund zwar verringert sie sich in der dritten Potenz der Geschwindigkeitszunahme, wenn man an-nimmt, dass der Benzinverbrauchproportional zur Motorleistungist. So hat beispielsweise dasselbe Schiff bei Verdoppelung seiner Fahrgeschwindigkeit nur ¹/ö von der mit der einfachen Geschwindigkeit erreichbaren Marschweite.

51

- o.

Abb. 7.

Alle für ein Luftschiff erreichbaren Punkte liegen bei Windstille auf der Fläche eines Kreises, beschrieben aus dem Ausgangspunkt als Mittelpunkt mit dem doppelten Leistungshalbmesser als Halbmesser. Für ein Luftschiff, das an seinen Ausgangspunkt zurückzukehren hat, liegen diese Punkte unter denselben Witterungsumständen auf der Fläche eines mit dem Leistungshalbmesser beschriebenen Kreises. Die innerhalb dieses Kreises liegende Fläche wird als Leistungsfläche bezeichnet. Die Leistungsflächen verhalten sich wie die Quadrate der Leistungshalbmesser. Die von einem Luftschiff in einfacher Fahrt in den Fahrzeiten 1, 2, 3 bis 6 erreichbaren Punkte liegen

auf konzentrischen Kreisen, beschrieben aus dem Ausgangspunkt mit den dem Fahrzeug für diese Zeiten eigenen Fahrweiten. (Abbildung 7.)

Herrscht statt der soeben vorausgesetzten Windstille nun ein Wind vor, etwa von der Geschwindigkeit vw , so schwebt das vom Winde getragene Fahrzeug unter Wahrung seiner Eigengeschwindigkeit, zugleich auch in der Windrichtung mit der Geschwindigkeit vw weiter und liegt im Winde genau wie in ruhiger

Vw

Vw < v

Vw

Abb. 8.

Luft, gleichgültig, nach welcher Richtung die Fahrt geht. Die unter diesen Umständen in den verschiedenen Fahrzeiten 1 — 6 erreichbaren Punkte liegen daher ebenfalls auf Kreisen von der in Abbildung 7 gezeichneten Grösse. Die Mittelpunkte all dieser Kreise aber liegen auf der in der Windrichtung laufenden gemeinschaftlichen Nullzentralen und sind gegeneinander verschoben um die den Produkten aus Windgeschwindigkeit und Fahrzeit entsprechenden Wegstücke.

Ist die Windgeschwindigkeit kleiner wiedie Eigengeschwindigkeit des Fahrzeugs, vw<v, so ist die in der Windrichtung auftretende Verschiebung der Kreismittelpunkte oder ihre Windversetzung so, wie in Abbildung 8 gezeigt ist.

Ist vw ==? v, so liegen die gezeichneten Fahrbereiche zueinander, wie in Abbildung 9 gezeigt ist, ganz auf der, dem Winde abgewandten Seite der gemeinschaftlichen Nulltangente. Ist vw^>v, so geht die Nulltangente über in den aus den beiden gemeinschaftlichen Nulltangenten gebildeten Winkel a. (Abbildung 10.)

Die unter diesen Umständen vom Luftschiff deckbare Fläche ist das durch die beiden Tangenten und den äussersten Kreis abge-

Vw

*3 Ja-    '

vw = v

Vw

Abb. 9.

ô I -f 3

Vw > v

Abb. 10.

grenzte sektorartige Flächenstück ABCD, in welchem der Spitzen-

C    . ’ ' • •    -    ' <...    •    •'    *    » J

winkel a = 2 arc sin • b

Mit grösser werdender Windgeschwindigkeit rücken die Kreise in der Windrichtung immer weiter ab von Null und die bestreichbaren Flächenstücke werden damit immer grösser und länger, aber auch einseitiger und schmäler, da der Bestreichungswinkel a immer kleiner wird. Für v = o endlich wird a = o und der Fahrbereich geht aus dem erwähnten Sektor über in eine Gerade, die Flugbahn des Freiballons.

Die geschilderten Verhältnisse gelten in dieser Regelmässigkeit natürlich meist nur für ganz geringe Fahrweiten, für welche die am Ausgangspunkt vorherrschende mittlere Windgeschwindigkeit als konstant und gleichgerichtet angenommen werden kann. Für grössere Entfernungen trifft dies, wie ein Blick auf die Wetterkarte lehrt, in der Regel nicht mehr zu.

Ein Luftschiff, welches mit der Eigengeschwindigkeit v gegen einen Wind von der Geschwindigkeit vw anfährt, bewegt sich gegenüber der Erde weiter mit der Fahrtgeschwindigkeit v—vw. Es braucht daher zur Zurücklegung einer Strecke von der Länge 1

eine Zeit

V—Vw

. Für den Rückweg braucht es, mit der Ge-

V -f- Vw

schwindigkeit von v -f- vw mit dem Winde fliegend, eine Zeit von --Die für Hin- und Rückfahrt benötigte Zeit ist daher

Vw

v — Vw

Nun ist aber in jedem Falle 2 1 v

v² — V²w

Das heisst, die Fahrzeit

V²- Vw²

21

, die ein bei Wind fahren-

V²-V²w

des Luftschiff zur Hin- und Rückfahrt für eine gewisse Strecke von der Länge 1 braucht, ist stets grösser um die Zeit

21 v

21

V²w

oder 2 1 .

V (v² — V²w)

21

als die Fahrzeit — für die gleiche Strecke hin und zurück bei

Windstille. Dieser Unterschied ist naturgemäss um so grösser, je stärker der während der Fahrt auftretende Wind ist.

v² — V²w

Die Fahrstrecke selbst ist, da keine Ablenkung nach der Seite hin erfolgt eine Gerade. Die durch den Wind verursachte Verlängerung der Fahrzeit tritt, wenn auch in etwas anderer Weise, bei jedem anderen in beliebiger Richtung zur Fahrrichtung wehenden Winde auf.

c _ c„

Ein Luftschiff, das in irgend einer Richtung zum Winde fährt und seine Eigenrichtung während der Fahrt beibehält, bewegt sich auf der aus dem Windwege AD und dem Eigenwege AC aus dem Geschwindigkeitsparallelogramm sich ergebenden Fahrstrecke AB (Abbildung 11). Bedingung für eine geradlinig verlaufende Fahrt ist die während derselben, hinsichtlich der Richtung des Fahrzeugs aufrecht zu erhaltende Parallellage.

vw

Abb. 11.

Die auf der Strecke A B sich einstellende Fahrgeschwindigkeit Vf ergibt sich auf zeichnerischem Wege als Diagonale des Parallelogramms A Cx BjDj oder trigonometrisch aus dem Ge-schwindigkeitsdreieck AB₁D₁, in dem zwei Seiten D₁B₁ = v, ADj = vw und ihr Zwischenwinkel AD₁B₁ bekannt sind.

Aus der Abbildung ist fernerhin zu entnehmen, dass das von A nach B gelangende Fahrzeug seine Eigenrichtung (Richtung der Längsachse) nicht in die Fahrrichtung AB bringt, sondern zu dieser einen gewissen Steuerwinkel ß dauernd aufrecht erhält und auf Punkte lossteuert, deren Lage sich zwar allmählich verschiebt in der Richtung C B, die aber immer windwärts (gegen den Wind) von B liegen. Die Grösse dieses Steuerwinkels lässt sich rechnerisch leicht ermitteln aus dem soeben bezeichneten Dreieck AB₁D₁. Zu seiner zeichnerischen Ermittlung diene die, aus der Abbildung unmittelbar sich ergebende, folgende einfache Konstruktion (Abbildung 12). Ziehe durch

A als Ausgangspunkt eine Parallele zur Windrichtung vw, trage auf derselben von A aus in der Windrichtung, nach irgend einem passend gewählten Masstab die Windgeschwindigkeit vw ab bis Dj und beschreibe mit der Eigengeschwindigkeit v von aus einen Kreisbogen, der die Strecke AB in Bj schneidet, ziehe D^ samt Verlängerung, so ist der durch AB und diese Verlängerung eingeschlossene Winkel in Lage und Grösse der während der Fahrt von A nach B einzuhaltende Steuerwinkel ß.

Dieser Steuerwinkel ist von der Fahrstrecke aus (hier AB) zu messen und an die Fahrstrecke stets in den Wind hinein anzutragen.

!v£

Vw

V,

Abb. 12.

A Vw

Für die Rückfahrt wiederholt man diese Konstruktion im Punkte B und erhält dadurch den Steuerwinkel ß\ der während der Rückfahrt einzuhalten ist.

Bei näherer Betrachtung der Abbildung findet man JADXBj^//BD₂ B₂,

ferner ist J CD₂ B₂ gleichschenklig und damit ß = ^> ß'.

Das heisst der Winkel, den das Luftschiff in seiner Eigenrichtung mit der Richtung der Fahrstrecke einschliesst, also der Steuerwinkel, ist für die Hin- und Rückfahrt der gleiche.

Mit stärker werdendem gleichgerichtetem Wind werden die zur Fahrt einzuhaltenden Steuerwinkel in steigender Progression immer grösser, ebenso wenn der Windwinkel a, das heisst der von Wind- und Fahrrichtung eingeschlossene Winkel grösser wird. Wird bei konstant bleibender Windstärke dieser Winkel grösser, das heisst nähert er sich der Grösse von 90°, so wird die zur Hin- und Rückfahrt erforderliche Gesamtfahrzeit kürzer. Diese Fahrzeit wird am kleinsten für a = 90°, das heisst wenn der Wind senkrecht zur Flugbahn weht. Für die Winkel werte «^>90° kehren sich diese Verhältnisse einfach um. Wird endlich die Windgeschwindigkeit grösser bei gleichbleibender Windrichtung, so tritt eine Verlängerung der Gesamtfahrzeit ein.

Solange die Windgeschwindigkeit kleiner bleibt wie die grösst erreichbare Eigengeschwindigkeit, kann an eine Rückfahrt gedacht werden, wenn die Grösse der Strecke AB überhaupt noch innerhalb der Grenzen einer, nach der Hinfahrt noch verbleibenden Fahrleistung des Fahrzeugs liegt. Wird die Windgeschwindigkeit gleich der grössten Eigengeschwindigkeit, so wächst der einzuhaltende Steuerwinkel ß an auf die Grösse des Windwinkels a. Das Luftschiff ist, um nicht abzutreiben, genötigt, voll in den Wind zu fahren, es kann deswegen in der Bahnrichtung BA nicht weiter kommen und kann die Rückfahrt nicht antreten, während eine Fahrt von A nach B unter den in der Abbildung gegebenen Verhältnissen sehr wohl bewerkstelligt werden kann. Für einen Steuerwinkel ß von der Grösse eines Rechten ist die Windgeschwindigkeit

Vw

sin a

und die Fahrtgeschwindigkeit vf = vw • cos a.

Bei dieser Sachlage ist die ganze Eigengeschwindigkeit aufzuwenden, um das Abtreiben zu verhindern. Wird die Windgeschwindigkeit noch grösser, so treibt das Schiff ab und die Erreichung des Zieles B wird unmöglich werden.

Aus diesen Betrachtungen ergibt sich die Regel, dass zur Erreichung eines bestimmten Punktes auf geradem Kurse zunächst der Steuerwinkel zu ermitteln ist, worauf gleich nach der Abfahrt die Eigenrichtung des Fahrzeugs unter diesem Winkel gegen die Fahrtrichtung eingestellt und das Fahrzeug dauernd in dieser Lage erhalten wird. In der Praxis stellt sich bei klarem Wetter in den meisten Fällen dieser Winkel ganz von selbst her dadurch, dass der Steuermann den Auftrag

erhält, mit dem Schiff einer bestimmten Fahrlinie, beispielsweise einer Eisenbahn oder Strasse u. dgl. entlang zu fahren, die in der gewünschten, in die Karte eingezeichneten Fahrrichtung liegen. Um diese Linie aber abzufahren, muss er das Schiff in den richtigen Winkel gegen die Fahrrichtung einstellen.

Bei konstanter Eigengeschwindigkeit ist es bei klarem Wetter, an Hand der Karte meist sehr einfach zu beurteilen, ob die Fahrstrecke dauernd gerade verläuft, um hieraus auf die Richtung und Geschwindigkeit des Windes Schlüsse ziehen zu können. Treten in den Windverhältnissen irgendwelche Änderungen ein oder ändert sich die Eigengeschwindigkeit des Fahrzeugs in erheblichem Masse, so wird auf Grund des Verlaufes der Fahrstrecke oder durch den praktischen Versuch in den meisten Fällen der neue Steuerwinkel ermittelt werden können. Zum Zwecke der praktisch einfachen Ermittlung des Steuerwinkels kann man sich des in Moedebecks Taschenbuch beschriebenen Fahrtdreieckes bedienen¹). An dieser Stelle ist auch der zur navigatorischen Ausrüstung eines jeden Luftschiffes gehörige Navigationskompass beschrieben, sowie die auf Grund vorhergehender Ortsbestimmung erfolgende Festlegung des zu steuernden Kurses.

Danach ist die Fahr-

Aus der obigen Konstruktion lassen sich auch, wie ein Blick auf Abbildung 12 zeigt, die Fahrgeschwindigkeiten Vf eines auf der Strecke AB kursierenden Luftschiffes entnehmen. Zur rechnerischen Ermittlung der während der Hin- und Rückfahrt sich einstellenden Fahrgeschwindigkeiten, sowie der Gesamtfahrzeit zerlegt man, wie in Abbildung 13 gezeigt ist, die beiden, auf das zwischen A und B fahrende Luftschiff wirkenden Kräfte, nämlich die Windkraft und die Eigenkraft oder vielmehr die durch sie verursachte Fahrgeschwindigkeit in ihre senkrecht zueinander stehenden Komponenten, geschwindigkeit für die Hinfahrt

Vf = v • cos ß -j- vw • cos a, die Fahrgeschwindigkeit für die Rückfahrt VfX= v • cos ß — vw • cos a.

Demnach ist die Gesamtfahrzeit für die Hin- und Rückfahrt

y² cos² ß — v²w cos² a

v cos ß -|- vw cos a 21v cos ß

y cos ß — yw cos a

\C*

vw

V,

Vw

V"

Abb. 13.

Da solchen rechnerischen Ermittlungen jedoch ein praktischer Wert kaum beizumessen ist, so seien sie hier nicht länger verfolgt.

Sehr geeignet zum Zweck der direkten Entnahme der Fahrgeschwindigkeiten bei den jeweils vorherrschenden Windstärken und Windrichtungen sind die in der oben erwähnten Abhandlung von K. Bassus¹) ausgearbeiteten Tabellen der Geschwindigkeitsverhältnisse. Die in diesen Zahlentafeln angegebenen Verhältniszahlen drücken das zwischen der Eigengeschwindigkeit und der Fahrgeschwindigkeit jeweils bestehende Verhältnis aus. Die Verhältniszahl e ist demgemäss der Faktor, mit dem bei einer bestimmten Windgeschwindigkeit vw und Windrichtung a die Eigengeschwindigkeit v des Fahrzeugs zu multiplizieren ist um die Fahrgeschwindigkeit Vf zu erhalten. Demnach ist

— vf oder s = —• v

In der erwähnten Tabelle sind die Werte von e angegeben für vw = 20 bis 100% der Eigengeschwindigkeit v und für

Windwinkel von a — 0° bis a = 180°. Die reziproken Werte dieser Verhältniszahlen stellen das zwischen den Fahrzeiten bei Wind und den Fahrzeiten bei Windstille herrschende Verhältnis vor. Man hat daher nur die bei Windstille aus der Eigengeschwindigkeit sich unmittelbar ergebenden Fahrzeiten mit den Reziprokwerten der Verhältniszahlen zu multiplizieren, um die bei Wind sich einstellenden Fahrzeiten zu erhalten.

Konstruieren wir in der besprochenen Weise, unter Zugrundlegung einer konstanten Windstärke von gleichbleibender Richtung die für ein rückkehrendes Luftschiff in den verschiedenen Fahrrichtungen eben noch erreichbaren Zielpunkte, so findet sich, dass diese Punkte sämtlich auf einer Ellipse liegen, deren Mittelpunkt der Ausgangspunkt des Luftschiffes ist und deren grosse Achse senkrecht zur Windrichtung liegt. Die Ellipsenfläche (Inhalt ab7t, mit a als grosser und b als kleiner Halbachse) stellt die, unter den gegebenen Bedingungen vom Luftschiff überfahrbare Fläche vor. Sie ist das der herrschenden Windstärke entsprechende Fahrgebiet und dieses Fahrgebiet ist in jedem Falle kleiner als das für Windstille geltende kreisförmige und mit dem Leistungshalbmesser als Radius, vom Ausgangspunkt als Mittelpunkt gezeichnete Leistungsgebiet. Die Grösse dieses Fahrgebietes nimmt ab mit zunehmender Windstärke und wird Null, wenn die Geschwindigkeit des Windes gleich ist der Eigengeschwindigkeit. Ein rückkehrendes Luftschiff kann nur dann fahren, wenn die Eigengeschwindigkeit die des Windes überwiegt und diese Möglichkeit einer Fahrt wird um so länger bestehen können, je grösser die Eigengeschwindigkeit des Fahrzeugs ist.

Konstruiert man die elliptischen Fahrgebiete für Teile der Gesamtfahrzeit, so erhält man eine Schar in einander geschachtelter konzentrischer Ellipsen. Die den allmählich grösser werdenden Windgeschwindigkeiten entsprechenden kleinen Fahrgebiete aus dieser Ellipsenschar sind Ellipsen von verhältnismässig grösser und grösser werdender Exzentrizität, während die den kleinen Windgeschwindigkeiten entsprechenden grossen Ellipsen sich mehr und mehr der Kreisform nähern.

Zur konstruktiven Ermittlung der Grössen der zugehörigen

Ellipsenachsen beschreibe einen Kreis mit der grössten Fahrweite F (bei Windstille) als Halbmesser, trage vom Mittelpunkt aus den vom Wind in der Zeit der Fahrt zurückgelegten Weg, die sogenannte Windversetzung W in der bezeichneten Weise ab bis B, errichte in B ein Lot, welches den Kreis in A schnei-

Vw =» V4 -/78 y

Cl

7/7///)

y,

Abb. 14.

det so ist AB die grosse Achse der Ellipse. Hierauf verwandle das über BA zu denkende Quadrat in ein Rechteck mit F als Langseite, so ist die andere Seite AC dieses Rechtecks die Länge der gesuchten kleinen Achse der Ellipse (Abbildung 14). In der Abbildung ist die besprochene Konstruktion durch-

Basenach, Prall-Luftschiffe. I.

geführt und es sind die Ellipsen verzeichnet für Windgeschwindigkeiten vw von iU, ll2, ³/4 und ⁷/s der Eigengeschwindigkeit v des Luftschiffes, mit entsprechend verschobenen Ausgangspunkten 0. Das für Windstille geltende Leistungsgebiet ist der

F

mit dem Leistungshalbmesser ^

beschriebene Kreis. Bei zunehmender Windstärke werden, wie die Abbildung zeigt, die elliptischen Leistungstiächen kleiner und kleiner und schrumpfen schliesslich für vw = v in einen Punkt zusammen.

Zur direkten Entnahme der in den verschieden gerichteten Fahrrichtungen bei Wind erreichbaren grössten Fahrweiten für ein rückkehrendes Luftschiff sind, ähnlich wie bei den Fahrweitenfür einfache Fahrt ebenfalls Verhältnistabellen aufgestellt worden¹). In der Tabelle sind die zwischen den Fahr weiten bei Wind, sowie auch bei Windstille herrschenden Verhältniszahlen wiedergegeben, so dass die, bei Windstille sich ergebenden Fahrweiten F, durch Multiplikation mit der für den jeweils herrschenden Wind geltenden Verhältniszahl e₁ zu den gesuchten Fahr weiten Fx bei Wind führen.

F

Fgj = F₁ oder s₁ =    •

Die reziproken Werte ^ der angegebenen Verhältniszahlen

£i

stellen alsdann die den Fahrzeiten Zx bei Wind, bzw. Z bei Windstille entsprechenden Verhältnisse vor.

tH cyT¹

ist ÏS

«i

Z • — = Zx oder =    .

Damit sind in kurzen Umrissen die zwischen der Eigengeschwindigkeit, Windgeschwindigkeit und Windrichtung sich für eine praktisch brauchbare Navigation ergebenden einfachen, geometrischen Beziehungen gegeben, wie sie zum Verständnis der späterhin zu behandelnden Einzelheiten der Steuerung und des Vortriebes als wünschenswert vorauszusetzen sind.

Natürlich liegt einer jeden auf diesen Verhältnissen aufgebauten Navigierung besonders bei unsichtigem Wetter die

Voraussetzung zugrunde, dass für die zwischen je zwei Beobachtungen liegenden Teilkurse der Wind annähernd gleich stark und gleichgerichtet bleibt und, dass die Eigengeschwindigkeit konstant erhalten wird. Trifft das nicht zu, so wird man gegebenenfalls eine mittlere Windgeschwindigkeit und Windrichtung zugrunde zu legen haben und so die ungefähre Flugrichtung wenigstens aufrecht erhalten können. Zur Navigierung grösserer Nachtfahrten kann man bei sichtigem Wetter, unter gewissen Bedingungen mit Vorteil die bei Freiballonfahrten gelegentlich verwandte und auf Sternbeobachtungen gegründete, astronomische Ortsbestimmung auch für Luftschiffe verwenden¹).

Eine grosse Erleichterung für die Durchführung derartiger Ortsbestimmungen dürfte in dem von Voigt konstruierten Standlinieninstrument, dem sogenannten Orionapparat zu erblicken sein, ferner in dem ähnlich gearteten Apparat von Dr. Brill, durch welche eine einfache graphische Bestimmung des Schiffsortes sich erreichen lässt, unter Umgehung der hierzu bisher verwandten rechnerischen Verfahren¹ 2). All diese, auf astronomische Ortsbestimmung aufgebauten Verfahren zur Bestimmung des Schiffsortes bei Luftschiffen versagen jedoch bei unsichtigem und stark nebeligem Wetter, so dass bis jetzt unter solchen Umständen jede verlässliche Navigierung entweder mit grossen Schwierigkeiten verbunden ist oder praktisch überhaupt unmöglich sein wird. Die bei unsichtigem Wetter vielleicht späterhin einmal verwendbaren Verfahren zur Bestimmung des Schiffsortes werden daher etwa in der, unter gewissen Voraussetzungen ausführbaren magnetischen Ortsbestimmung zu suchen sein, oder aber auszugehen haben von einer wellentelegraphischen Signalgebung, die von der Erdoberfläche aus zu erfolgen hätte³).

Im allgemeinen wird der Führer bei unsichtigem windigem

Wetter meist auf die Fahrt verzichten oder sich nur entschlossen zum Antritt derselben, wenn sie aus irgend einem Grunde als absolut notwendig erscheint und die Geländeverhältnisse (naheliegende See, Gebirge, Sümpfe etc.) nicht allzu ungünstig oder gefahrdrohend sind. Bei Tag und klarem Wetter ist die Navigierung naturgemäss eine verhältnismässig einfache,

4-

Vw

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2.

2.'

da man unter solchen Umständen in der Regel nach der Karte steuern wird, oder in der Lage ist, eine ungefähr in der Fahrtrichtung verlaufende Eisenbahnlinie, eine Landstrasse, einen Fluss oder irgend eine hervortretende, sonstwie geartete Geländebeschaffenheit als Leitlinie zu verfolgen. Die auf diese Weise gesteuerten Kurse haben meist einen ziemlich geraden Verlauf und schliessen grosse Umwege oder Irrfahrten so ziemlich aus.

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fl

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Abb. 15.

Sind genaue Karten nicht vorhanden oder ist über unbekannten und unaufgeschlossenen Gegenden oder aus irgend einem anderen Grunde die Verfolgung einer der vorbezeich-neten Leitlinien nicht angängig, so wird man versucht sein dadurch das Ziel zu erreichen, dass man die Spitze des Fahrzeugs auf dasselbe gerichtet weiterfährt. Das aber ist ein Verfahren, welches insbesondere bei starkem Seitenwind stets verbunden ist mit einer mehr oder minder stark sich geltend machenden Wegverlängerung. In der Abbildung 15 ist der auf diese Weise gesteuerte Kurs eines von A nach B mit der Eigengeschwindigkeit v fahrenden Luft-

Schiffes gezeichnet unter Zugrundlegung einer Windgeschwindigkeit

y

vw = — . Die Fahrzeit von A nach B beträgt etwa 5 Stunden

u

25 Minuten, während das Luftschiff auf geradem Wege gesteuert in etwa 4 Stunden und 40 Minuten von A nach B gelangen würde.

Die durch das Abtreiben (Windversetzung) bewirkte Krümmung der Bahnlinie und der mit dieser Krümmung verbundene Umweg ist natürlich umso grösser, je grösser die Windgeschwindigkeit vw, umso kleinor die Eigengeschwindigkeit v und umso grösser der Windwinkel a ist. Ein unter besonders ungünstigen Verhältnissen fahrendes Luftschiff, das in der Nähe seines Abfahrtsortes vielleicht noch halbwegs mit dem Winde zu segeln vermochte und dessen Führung auf das Weiterbestehen dieser Gunst des Windes überhaupt die Reise unternahm, wird gegen Ende der Fahrt immer mehr gegen den Wind angehen müssen und entweder verspätet ankommen oder gänzlich abgetrieben werden.

Lebensdauer und Kosten von Prall-Luftscliiffen.

Die Lebensdauer eines Prall-Luftschiffes ist, wenn man zu-zunächst einmal absieht von der teuern und verhältnismässig rasch alternden und verschleissenden Hülle im allgemeinen eine ziemlich lange. Diese Tatsache ist sowohl der die Betriebssicherheit in gewissem Sinne steigernden Aufreissbarkeit zu verdanken, wie auch der Unabhängigkeit der einzelnen Teile gegeneinander in ihrer Ersatzfähigkeit.

Kleinere Betriebsunfälle und die durch solche, oft unter den schwierigsten Umständen herbei geführten Notlandungen haben in den seltensten Fällen zu umfangreicheren Beschädigungen oder gar zu einer gänzlichen Vernichtung des betroffenen Fahrzeugs geführt. Stets sind die erforderlichen Ausbesserungsarbeiten in kurzer Zeit beendet worden und ist das Schiff wieder fahrbereit gewesen, vorausgesetzt, dass keine grossen Beschädigungen der Hülle eingetreten waren. Es sei hier nur erinnert an die verschiedentlichen Unfälle der P arseval schiffe und preussischen Militärluftschiffe. Vernichtende Abstürze, hervorgerufen durch bedeutende Hüllenverletzungen und Hüllenrisse infolge allzu hohen Innendruckes, sowie auch die Vernichtung durch Feuer haben in seltenen Fällen wohl stattgefunden, lassen sich aber bei sachgemäss durchgeführter Konstruktion und sorgfältiger Überwachung vermeiden.

Als das Organ kürzester Lebensdauer am Prall-Luftschiff ist leider immer noch die Hülle zu bezeichnen. Hierin scheinen die Verhältnisse im allgemeinen zwar etwas günstiger zu liegen wie beim Freiballon, jedoch ungünstiger wie bei den starren Luftschiffen, soweit sie Hüllenstoffe verwenden. Die Hülle erfordert daher eine weitgehende Schonung und die sorgsamste Behandlung. Die ultravioletten Strahlen und die Wärmestrahlen des Sonnenlichtes während der Fahrt, in Verbindung mit dem oftmaligen Nass- und Trockenwerden, hohe Temperaturen, der Innendruck, schlechte Lagerung, die mechanischen Einflüsse beim Transport, bei der Montage usw. sorgen für rasches Altern und Verschleiss. Wie die Erfahrung lehrt, ist bei den aus unmetalli-sierten und gelbgefärbten Stoffen bestehenden Hüllen, je nach der Art des Betriebes, der Nutzung und der klimatischen Bedingungen nach einer Zeit von 2—4 Jahren etwa die teilweise oder gänzliche Erneuerung der Hülle erforderlich. In ganz besonders unangenehmer Weise macht sich bei einzelnen Hüllen schon lange vor dieser Zeit und ehe der Baumwollstoff irgendwelche Mängel erblicken lässt, eine ungenügende Gasdichtigkeit bemerklich. Diese Undichtigkeit erstreckt sich in diesen Fällen meist über die ganze Hülle und scheint ihren Grund zu haben in einem noch wenig aufgeklärten Verhalten der eingewalzten Gummimembran, die einen porösen Zustand anzunehmen scheint. Wetterbeständigkeit des Baumwollgewebes und gute Gummierung, gute Lagerung, Schutz vor grosser Kälte und grosser Hitze bedingen eine hohe Lebensdauer, starker Gebrauch, Regen, inten-si\e Sonnenstrahlung und starke Temperaturextreme vermindern die Lebensdauer jeder Hülle ganz erheblich. Die Hülle ist und bleibt leider der kostspieligste und empfindlichste Teil des ganzen Baues und macht sich durch ihren raschen Verschleiss in sehr unwirtschaftlicher Weise geltend vor den andern Teilen, die natürlich eine weit grössere Haltbarkeit besitzen und deren Her-stellungs- und Unterhaltungskosten geringere sind.

Infolge des durch die Hüllen bedingten Aufwandes erhöhen sich diese Kosten in starkem Masse und erheischen eine hohe Abschreibungs- und Zinsquote, bedingen hohe Fahrpreise. Die Herstellungs- und Betriebskosten weichen für die verschiedenen Bauformen bei annähernd gleicher Leistungsfähigkeit nicht sehr erheblich voneinander ab. Exakte Kentabilitätsberechnungen sind mit Rücksicht auf die Mangelhaftigkeit der heute schon vorliegenden Erfahrungen und in Anbetracht der immerhin noch verhältnismässig wenig durchgebildeten und beschränkten Bautätigkeit wohl kaum durchführbar.

Abschnitt IV.

Das Traggas.

Der technische Zweck des zur Füllung der Tragkörper von Prall-Luftschilfen verwandten Trag- oder Füllgases ist der, die Hülle dieser Tragkörper aufzublähen und (lauernd in der gewünschten Form zu erhalten zur Erzielung des zum Aufschweben erforderlichen Auftriebs. Hierzu ist die an sich höchst unstarre Hülle durch den Druck des Traggases so zu versteifen oder zu verspannen, dass sie sowohl gegen den aussen lastenden Luftdruck, wie auch gegen die durch die Wechselwirkung des Auftriebes und des Luftschiffgewichts entstehenden Beanspruchungen keine nennenswerten Formänderungen erleidet.

Mit Rücksicht auf das verhältnismässig grosse Gewicht der ganzen Konstruktion, sowie auf die zu dessen Hebung stets erforderlichen grossen Gasmengen, kann naturgemäss nur eine sehr leichte und bei grosser Reinheit billig herstellbare Gasart Verwendung finden. Ein derartiges Gas ist wie allgemein bekannt der Wasserstoff, denn er ist leichter wie jede andere der bekannten leichten Gasarten und dürfte als massenhaft auftretendes Zersetzungsprodukt bei chemischen und elektrolytischen Prozessen sich wohl auch als eine der billigsten Gasarten erweisen, wenn nicht seine Verdichtung, Aufbewahrung und Versendung unverhältnismässig hohe Kosten verursachen würden.

In grossen Mengen wird Wasserstoff gewonnen nach folgenden Verfahren:

1.    Bei der Darstellung von Eisenvitriol Fe S0₄, wobei Eisenabfälle in Schwefelsäure H₂S0₄ gelöst werden, Fe -f- H₂S0₄ = Fe S0₄ -j- H₂,

2.    bei der elektrolytischen Zersetzung wässeriger Lösungen von Alkalichloriden, wie Chlornatrium Na CI oder Chlorkalium KCl, wobei Ätznatron NaOH oder Ätzkali KOH als Hauptprodukte und Wasserstoff H nebst Chlorgas CI als Nebenprodukte gewonnen werden, nach der Gleichung 2 NaCl -(- 2H₂0 = 2NaOH 4~ Cl₂ Hl5

3.    durch Elektrolyse des Wassers, welches mit verdünnter Schwefelsäure, Natriumkarbonat oder Ätznatron versetzt ist, unter Bildung von Wasserstoff und Sauerstoff.

Ausser diesen Verfahren werden und wurden noch eine Menge anderer Verfahren zur Herstellung von Wasserstoff verwandt, so das von der Gesellschaft Carbonicum in Offenbach a. Main im Patent erworbene und auf der Spaltung von Azetylen C₂H₂ durch den elektrischen Funken beruhende Verfahren, welches eine Zeit hindurch den zur Füllung der Zeppelinluftschiffe erforderlichen Wasserstoff lieferte, ferner das Verfahren von Rincker-Wolter, das von der Berlin-Anhaitischen Maschinenbau-Aktiengesellschaft ausgebildet wurde und auf der Dekarburierung (Abspaltung des Kohlenstoffes) von schweren Kohlenwasserstoffen beruht. Weiterhin ist zu erwähnen die Herstellung des Wasserstoffs aus Silizium und Natronlauge, welches Verfahren von der Elektrizitäts-Aktiengesellschaft vormals Schuckert u. Co. in Nürnberg ausgebaut und vervollkommnet wurde und auf der Lösung von Silizium in heisser Natronlauge beruht, ferner die Herstellung von Wasserstoff aus Wassergas nach dem Verfahren der chemischen Fabrik ,,Elektron“ in Griesheim, das Verfahren von Frank, von v. Linde, Lane, Strache, Majert-Richter, Charles u. a. m.¹), deren genauere Beschreibung hier zu weit führen würde.

ł) Vergleiche auch Brähmer, „Chemie der Gase“. Frankfurt a. M. 1911. F. B. Auffarth.

Das Gas wird in überwiegendem Masse als Nebenprodukt gewonnen und nur von wenigen Firmen im Hauptbetriebe hergestellt. Die bekannten Firmen für Wasserstoff ge winnung sind die folgenden: Chemische Fabrik Griesheim-Elektron in Frankfurt a. Main, Griesheim, Küppersteg und Bitterfeld, die Farbenwerke vorm. Friedr. Bayer u. Co. zu Elberfeld, Farbwerke vorm. Meister, Lucius und Brüning in Höchst a. Main und Gersthofen, Deutsche Solvay-Werke A.-G. in Bernburg, Chemische Produkten-fabrik A.-G. in Poinmerensdorf bei Stettin, Bergisches Sauerstoff- und Wasserstoff werk G. m. b. H. zu Bergisch-Gladbach, Betriebsort Leichlingen-Balken, Deutsche Oxhydrie G. m. b. H. Orlikon bei Zürich, Werk Eller bei Düsseldorf und Untermaubach bei Düren, Chemische Fabrik von Heyden in Radebeul, Nünchritz (A. G. Grossenhain), Wasserstoff-Sauerstoff-Werk G. m. b. H. zu Erla im Erzgebirge, Betriebsort Schwarzenberg in Sachsen, Chemische Werke in Ottensoos bei Nürnberg.

Genaue Angaben über die in Deutschland zurzeit erzeugten Wasserstoffmengen liegen noch nicht vor, da man das Gas an vielen seiner Herstellungsorte ohne weitere Überwachung in die freie Luft entweichen lässt. Die auf diese Weise ungenutzt abströmenden Mengen von Wasserstoff dürften, der Fabrikationsleitung vieler Werke nach zu urteilen, bei einzelnen Werken auf viele Tausende von Raummetern täglich zu beziffern sein.

Der von der chemischen Industrie berechnete Durchschnittspreis für das Raummeter Gas, mit Einschluss der Kosten für die Kompression und Einfüllung in Flaschen beträgt immerhin noch 20 bis 30 Pfg., so dass die Füllung eines mittelgrossen Schiffes (4000—5000 Raummeter) je nach der Örtlichkeit, mit Einschluss des Transportes kaum unter 1500—1800 Mk. zu bewerkstelligen sein dürfte. Wesentlich niederer würden sich die Kosten für eine Füllung gestalten, wenn es sich ermöglichen lässt, das Gas an der Füllstelle oder in deren Nähe herzustellen und es unter Umgehung der zum Versand notwendigen kostspieligen Kompression aus den Erzeugern direkt der Füllstelle zuzuführen. Nach dem Verfahren der Internationalen Wasserstoff-Aktiengesellschaft in Frankfurt a. Main, welches auf der Oxydation von Roteisenerz Fe₂0₃ beruht (700—800°) mit darauffolgender

Reduktion des erzeugten Eisenoxyduloxydes Fe₃0₄ im Wassergasstrom, soll sich der Preis des erzeugten Gases auf nur 15 Pfg. pro Raummeter stellen¹). Der Reingehalt des so gewonnenen Gases wird zu 98°/o, seine Hubkraft zu 1,185 Kilogramm das Raummeter angegeben. Das oben erwähnte Verfahren der chemischen Fabrik Griesheim „Elektron“, welches auf einer durch gebrannten Kalk CaO herbeigeführten Zersetzung des im Wassergas enthaltenen Kohlenoxydes CO und des zugeführten Wasserdampfes H₂0 in kohlensauren Kalk CaC0₃ und Wasserstoff H beruht, nach der Gleichung

CaO + H₂0 + CO = Ca C0₃ -f H2 liefert das Raummeter Wasserstoff schon zu ca. 8—10 Pfg. Bei beiden Verfahren seien die Anlage- und Betriebskosten so gering, dass die Wasserstofferzeugungsanlagen nach einer der gedachten Systeme an den in Betracht kommenden Plätzen leicht errichtet und betrieben werden könnten.

Wasserstoff ist ein farbloses und in reinem Zustande auch geruch- und geschmackloses Gas, nicht geeignet zur Atmung, im übrigen aber auf den menschlichen Organismus von indifferenter Wirkung. Beimengungen des stark giftigen Arsenwasserstoffes AsH₃ jedoch, herrührend aus der zu seiner Herstellung benützten, gelegentlich arsenhaltigen Schwefelsäure,. verleihen dem Wasserstoff ebenfalls giftige Eigenschaften.

Die Temperatur seiner Verflüssigung liegt bei ca. —240°, bei einem Druck von 15 Atmosphären. Sein Siedepunkt liegt noch etwas tiefer, nämlich bei —252°. Nur unter Anwendung dieser niedern Temperaturen und dem entsprechenden Druck wäre das Gas dauernd flüssig zu halten. Es verdampft ähnlich wie flüssige Luft, nur viel schneller und unter einer noch stärkeren Erniedrigung der Temperatur, sobald die Temperatur der Umgebung, was in der Praxis ja immer der Fall, sich über die Siedetemperatur erhebt, oder der Druck nachlässt. Die bei normaler Temperatur sich entwickelnden Drucke bei der Vergasung sind so hohe, (1500—2000 Atmosphären), dass an eine Aufbewahrung des verflüssigten Gases unter dichtem Verschluss nicht zu denken ist.

fl Brähmer, „Chemie der Gase“. Frankfurt a. M. 1911. S. 93.

Dies ist insofern von Bedeutung, als man neuerdings ziemlich erfolgreiche Versuche gemacht hat, den während der Fahrt verloren gegangenen Wasserstoff direkt von der Gondel des Luftschiffes aus durch die Vergasung mitgeführten flüssigen Wasserstoffs zu ersetzen. Das Vergasen eines Kilogramms flüssiger Wasserstoff liefert ca. 11 Raummeter gasförmigen Wasserstoff und erzeugt, dem Tragkörper zugeführt eine Ver-grösserung der Hubkraft desselben von ca. 11 • 1,2 -j- 1= 14,2 kg, wenn man die Hubkraft eines derart erzeugten Raummeters Wasserstoff zu 1,2 Kilogramm annimmt und die, durch die Vergasung eines Kilogramms flüssiger Wasserstoff entstandene Erleichterung zu der Hubkraft schlägt.

Die Vergasungswärme des flüssigen Wasserstoffes beträgt 10 grosse Wärmeeinheiten pro Liter, also etwa ¹ls von der des Sauerstoffs. Es spielt daher die spez. Wärme und die Masse der in den Aufbewahrungs- und Vergasungsapparaten notwendigerweise mit der Flüssigkeit in Berührung tretenden und auf die Siedetemperatur von —252° abzukühlenden Stoffe eine grosse Rolle. Ferner ist zu beachten, dass die Siedetemperatur des Wasserstoffs weit unter dem Siedepunkt und Schmelzpunkt der Luftgase liegt. Sobald daher flüssiger Wasserstoff mit der Luft in Berührung kommt, wird die Luft fest und sammelt sich an in der Nähe der Berührungsstellen oder der abgekühlten Wandungen, was zu Unregelmässigkeiten in der Vergasung führen kann¹). Die geringe Siedetemperatur des flüssigen Wasserstoffes jedoch erleichtert anderseits auch wieder die Vergasung ausserordentlich. Man schickt, um diese zu beschleunigen, je nach Bedarf einen Luftstrom von normaler Temperatur durch ein Rohrsystem und erreicht auf diese Weise eine, wenn auch schwache, so doch vollständig hinreichende Luftheizung, da die Temperatur in der freien Atmosphäre auch bei stärkster Kälte immer noch mehr wie 200° über der des verdampfenden Wasserstoffs liegt.

Zur Mitführung des flüssigen Wasserstoffs sind doppelwandige Gefässe erforderlich mit dünnen und leichten Wan-

') H. Erdmann, „Die chemischen Grundlagen der Luftschiffahrt*. Deutsche Zeitschrift für Luftschiffahrt v. J. 1909, Heft 6.

düngen, die nach Art der Weinhold sehen Gefässe oder der Thermosflaschen etwa eine vorzügliche Isolierung besitzen (z. B. Eiderdaunen) gegen Erwärmung und Reifbildung aus niedergeschlagener Luft. Ein Liter flüssiger Wasserstoff wiegt 65 Gramm, er ist also 15 bis 16 mal leichter wie Wasser. Infolgedessen bedarf er zu seiner Aufnahme und Behandlung in der Gondel eines Luftschiffes etwa ziemlich geräumiger Gefässe und Vorrichtungen, deren Gewicht natürlich von der durch die Vergasung erzielten Hubkraftvergrösserung in Abzug zu bringen ist. Zur Aufnahme von 20 Kilogramm dieser Flüssigkeit, deren Vergasung etwas mehr wie Vio der Gasmenge eines kleinen Luftschiffes (2200 Raummeter) liefern würde sind Gefässe erforderlich, die einen Mindestinhalt von etwa 310 Liter besitzen müssten, ungerechnet den für die Isolierung, Heizungsrohre, Hähne und Ventile erforderlichen Platz. Üer durch die Vergasung erzielte Wasserstoff ersatz hat eine Verlangsamung der Ballastausgabe im Gefolge und bedeutet daher eine Ersparnis an Ballast, die man unter Abzug des Gewichtes der Vergasungsvorrichtung selbst auf etwa :/2 bis der erzeugten Hubkraftvergrösserung veranschlagen kann.

Auf diese Weise lässt sich eine wirksame und den atmosphärischen Schwankungen, sowie auch den Gasverlusten in weiten Grenzen anpassbare Einwirkung erzielen auf die Hubkraft und den Ballastverbrauch. Der mitgeführte flüssige Wasserstoff lässt sich viele Stunden, ja tagelang in seinen Behältern aufbewahren. Er kann auch, insbesonders nach Höhenfahrten mit Vorteil dem Tragkörper zugeführt werden und würde hier bei starkem Absinken die ausgleichende Wirkung der Druckhaltungsanlage (Ballonetanlage) verstärken können. Fernerhin könnte ein derartiger Wasserstoff ersatz im Notfall auch nach freiwilligen oder unfreiwilligen Erhebungen über die statisch erreichbare höchste Steighöhe hinaus mit Vorteil in Anwendung gebracht werden.

Wasserstoff ist leicht entzündlich und verbrennt mit schwach bläulicher, nicht leuchtender, heisser, aber leicht verlöschender Flamme. Seine Entzündungstemperatur in Luft beträgt 552 °. Er entzündet sich daher, wenigstens in reinem Zustande nicht an schwach glühenden Gegenständen, dagegen sofort an der offenen Flamme. Mit Luft oder mit Sauerstoff vermischt er sich zu Knallgas, das bei der Endzündung unter heftiger Explosion zu Wasserdampf verbrennt. Mit Rücksicht hierauf und auf die Nähe der Motoranlage, sowie auch die infolge elektrischer Funkenentladungen bestehende Zündgefahr, ist bei einer etwaigen Aufstellung von Vergasungsapparaten und am Tragkörper selbst jede Knallgasbildung soweit wie möglich zu vermeiden. Die Entzündlichkeit des Wasserstoffs ist natürlich eine sehr unerwünschte Eigenschaft und nicht geeignet, die Betriebssicherheit zu erhöhen. Ein Ersatz des Wasserstoffs jedoch durch irgend ein anderes Gas, so durch das in Luft unverbrennbare und nahezu ebenso leichte Helium verbietet sich leider infolge der Seltenheit dieser Gasart. Die andern unverbrennbaren und etwa noch in Betracht kommenden Gasarten, wie Warmluft, oder überhitzter Wasserdampf können hauptsächlich ihrer Schwere wegen nicht verwandt werden.

Wasserstoff leitet die Wärme siebenmal besser wie atmosphärische Luft und, da auch die für die Temperaturerhöhung um 1° erforderliche Wärmemenge für die Raumeinheit dieses Gases gering ist, so erwärmt es sich verhältnismässig schnell infolge höherer Aussentemperaturen und unter dem Einfluss der Sonnenstrahlung. Ebenso rasch geht dann auch seine Abkühlung vor sich, sobald diese Wärmequellen aufhören ihren Einfluss geltend zu machen, wie dies im Schatten von Wolken, in kalten Luftströmen, bei Regenfall, in der Abendkühle usw. sich ja so oft bemerklich macht. Die mit diesen Temperaturschwankungen verbundenen und ziemlich rasch vor sich gehenden Schwankungen des Innendruckes finden ihren Ausgleich durch die Wirkung der Ventil- und Druckhaltungsanlage.

Der Wasserstoff besitzt ein hohes Pénétrations vermögen, das heisst er durchdringt die Wandungen der ihn umschliessenden Gefässe, wenn sie nicht ganz porenfrei sind oder zu dem Gase eine gewisse Okklusionsneigung besitzen. Bei hoher Temperatur durchdringt das Gas viele Metalle wie Platin, Eisen und in besonders starkem Masse Palladium und wird von diesen Metallen zum Teil okkludiert, das heisst in verdichtetem Zustand festgehalten. Bei gewöhnlicher Temperatur diffundiert der Wasserstoff durch poröse Wandungen, wozu natürlich auch alle jene hautartigen und gewebeartigen Membrane und Stoffe organischer Natur zu rechnen sind, aus denen die Hüllen bestehen¹). Man hat also von vornherein damit zu rechnen, dass alle derartigen Stoffe von dem Gase mehr oder weniger rasch durchsetzt werden und infolgedessen die auf der Diffussion beruhenden Gasverluste unvermeidbar sind. Da nun aber das Penetrationsvermögen des Wasserstoffes höher ist als das der Luftgase, des Sauerstoffes und Stickstoffes, so ist die Menge des, bei dem allmählich aber unaufhörlich vor sich gehenden Gasaustausch austretenden Wasserstoffes grösser als die Menge der eintretenden Luft. Infolgedessen sinkt der Innendruck und der prall gespannte Tragkörper verliert, wenn er ausser Betrieb ist, allmählich seine Form. Um das zu vermeiden schliesst man ihn in der Fahrtpausen in der Halle an einen hierzu vorgesehenen grossen und ebenfalls aus Hüllenstoff gearbeiteten Gasbehälter an, den man anschaulich auch schon als Ammę bezeichnet hat und der seinerseits in Verbindung steht mit dem Füllstutzen der Flaschenvorräte.

Der soeben erwähnte Gasaustausch hat aber neben seinen Wasserstoffverlusten und der mit diesen verbundenen Formänderung des Tragkörpers auch eine langsame aber unaufhaltsame Verschlechterung der Gasfüllung im Gefolge. Die eintretenden Luftgase bedingen eine allmähliche Abnahme der Hubkraft und verringern auf diese Weise die Leistungsfähigkeit, gleichgültig ob der Tragkörper der Füllstelle ständig anliegt oder nur gelegentliche Nachfüllungen einnimmt. Man hat daher mit einem gewissen Altern der Füllung zu rechnen und ist gezwungen, diese von Zeit zu Zeit gänzlich zu erneuern. Natürlich spielt bei diesem Gasaustausch auch der innere Überdruck eine gewisse Rolle. Dieser Innendruck wird zwar in den Ruhepausen recht nieder gehalten, da er bei dem nahezu gänzlich entlasteten Tragkörper nur die Prallform aufrecht zu er-

*) Yergl. auch die Abhandlung: „Untersuchungen über die Veränderung von Wasserstoff in Gasballonen“, v. Caro und Schlick in Deutsche Zeitschrift für Luftschiffahrt. XV. Jahrgang. Nr. 8. S. 7.

halten hat gegen die Lastzüge der Takelung, der bei Halbstarrschiffen auftretenden Gerüstkonstruktion, sowie gegen das Hüllengewicht. Während der Fahrt vergrössert er ohne Zweifel den Gasaustausch, indem er zugleich auch die natürliche Porosität des Stoffes selbst etwas vergrössert.

Die Gasverluste sind bei guten, neuen und schweren Hüllen praktisch von verhältnismässig geringer Bedeutung und auch das Altern der Füllung geht unter solchen Umständen nur sehr langsam vor sich. Ein Beweis dafür sind die grossen Fahrtleistungen von Prall-Luftschiffen mit Füllungen, deren Alter viele Wochen, ja sogar Monate betrug. Naturgemäss ist die Grösse des besprochenen Gasaustausches nicht unter allen Verhältnissen dieselbe, sondern in starkem Masse abhängig von der Dichtigkeit der Hülle, von den im Betriebe gestellten Anforderungen und den auf der Hülle selbst und im Füllgas sich einstellenden Temperaturen. Hohe Hallentemperaturen und der Einfluss der Sonnenstrahlung vergrössern die Gasverluste, da sie die Penetrationskraft der Füllung erhöhen, die Dichtigkeit des Hüllengummis jedoch herabsetzen.

Bei der gegenseitigen Penetration der die Hülle bespülenden Gase ist die, dem schweren und Knallgas bildenden Sauerstoff eigene Penetrationsgeschwindigkeit eine ca. 2¹/2mal so grosse wie die des leichteren und indifferenten Stickstoffes. Hierdurch wird zunächst einmal die Verringerung der Hubkraft beschleunigt, fernerhin aber auch die Bildung von Knallgas begünstigt.

Die relative Geschwindigkeit der Penetration verschiedener Gase und die zur Penetration gleicher Rauminhalte erforderlichen Zeiten betragen nach Emden¹) beim

Der Wasserstoff wird demnach in seiner Penetrationsgeschwindigkeit nur von der Kohlensäure übertroffen.

9 „Physikalische Eigenschatten der Gase“, in Mo ede becks Taschenbuch (M. Krayn, Berlin 1911).

Der auf die Einheit der Hiillenoberfläche berechnete Wasserstoffverlust ist bei guten, doppelt gummierten Hüllenstoffen nicht sehr gross. Er beträgt bei den in Norddeutschland vorherrschenden Temperatur- und Luftdruckverhältnissen, bei einem inneren Überdruck von ca. 15 mm Wassersäule im Mittel ca* 1 °/o der Füllung für 24 Stunden. Sobald die Gasdurchlässigkeit des Stoffes in dieser Zeit einen Verlust von mehr als 3% des Inhaltes im Gefolge hat, wird in den meisten Fällen eine solche Hülle als unbrauchbar zu bezeichnen sein.

Hinsichtlich der Zusammensetzung der alternden Füllung liegen bereits ziemlich wertvolle Feststellungen vor. So hat man ermittelt, dass im Hülleninnern mit der Zeit eine, dem spezifischen Gewicht der einlagernden Gasarten entsprechende Schichtung eintritt, bei welcher das reine und daher leichte Gas nach oben und das mit Luft durchsetzte nach unten gelangt. Dieser Schichtung ist Rechnung zu tragen in der Anordnung der Sicherheitsventile am unteren und des Senkventils (Manövrierventil) am oberen Teil der Hülle. Für den Betrieb bildet diese Schichtung verschieden schwerer Gase übereinander, durch die bei den Schräglagen in der Längsrichtung auftretenden Gasbewegungen eine gewisse Gefahr, auf deren Besprechung noch zurückzukommen sein wird. Zur Verbesserung gealterter Füllungen bestehen bereits verschiedene Vorschläge aber noch kein praktisch durchgearbeitetes und ausgebildetes Verfahren. Einer dieser Vorschläge läuft darauf hinaus, das Füllgas unter gleichzeitiger Abkühlung auf die Temperatur der flüssigen Luft zusammen zu pressen, ähnlich der v. Lind eschen Wasserstoffherstellung durch die Zusammendrückung von Wassergas, wodurch die Luftgase in verflüssigter Form ausscheiden würden.

Der während der Fahrt selbst auftretende Penetrationsverlust hat keine schädlichen Folgen und kommt für die heutigen Luftschiffe gegenüber den durch die Ventile abströmenden Gasmengen praktisch kaum in Betracht. Der durch den Motorbetrieb bewirkte Verbrauch an Brennmaterial etc. ist dem Gewichte nach weit grösser, als die durch den Penetrationsverlust bewirkte Einbusse an Hubkraft.

Chemisch reiner und trockener Wasserstoff wiegt in Meereshöhe bei 760 mm Druck, bei 0° und in der geographischen Breite von 45°, 0,08995 kg pro Raummeter. Er ist mithin 14,5 mal leichter wie atmosphärische Luft, die unter denselben Bedingungen 1,2928 kg pro Raummeter wiegt. Sein spezifisches Gewicht gegenüber Luft = 1 beträgt 0,06949.

Die Hubkraft eines Raummeters Wasserstoff bei 0° und 760 mm Barometerstand berechnet sich zu 1,2928—0,0899 = 1,2029 kg.

Unter Berücksichtigung einer mittleren Luftfeuchtigkeit von 80% kann man für reinen Wasserstoff mit einer Hubkraft rechnen von 1,2 kg pro Raummeter. Natürlich ändert sich diese Hubkraft, wie bereits erörtert, mit dem Luftdruck und der Temperatur. Ist p der Druck, t die Temperatur und daher 273 —(— t = T die absolute Temperatur des Wasserstoffs und der umgebenden Luft und sind q und q' die Dichten der Luft und des Wasserstoffes, das heisst die Gewichte eines Raummeters dieser Gase in Kilogramm bei dem Drucke p und der Temperatur t und sind v sowie v' die diesen Verhältnissen entsprechenden Volumen, so dass stets gesetzt werden kann v =

und v/ = —■r und sind schliesslich R und R' die Gaskonstanten

Q

für Luft und Wasserstoff, so ist nach dem Mariotte-Gay-Lussacschen Gesetz (Clapeyronsche Gasgleichung) p • v = RT und pv' = R'T

= R'T.

oder -- = RT und ^

Q    Q

¹

)    „Literatur über Ortsbestimmung“ in Moedebecks Taschenbuch. Berlin 1911. Seite 569.

²

)    „Die Weiterentwicklung der astronomischen Navigation im Luftschiff“, in Jahrbuch der Motorluftschiff-Studiengesellschaft. IV. Band. Berlin 1911. Seite 572.

³

)    „Magnetische Ortsbestimmung und Signalisierung in der Ortsbestimmung“, Literaturangabe in Moedebecks Taschenbuch. Berlin 1911. Seite 572.

Hieraus folgt:

JL und p' = JL.

RT Q R'T

Somit ist die Hubkraft der Raumeinheit Wasserstoff

Hw -Q Q

RT R'T T \R Unter der Annahme, dass p₀ der Druck einer Atmosphäre = 10333 kg/qm und v₀ das spez. Volum, das heisst das Volum eines Kilogramms Luft beim Druck p₀=l Atm. und bei der Temperatur t<> = 0o ist, während v₀/ das spez. Volum für

die Hubkraft in einfacher und leicht einzuprägender Form dar stellt.

Nach dieser Formel beträgt die Hubkraft eines Raummeters Wasserstoff bei 760 mm Barometerstand und 15°

Hw = 0,432*

= 1,140 Kilogramm.

Wasserstoff ist, berechnen sich die Gaskonstanten R und R' zu PoVo _ Po

273 ~ q₀- 273 — 1,2927.273

10333

= 29,27 Meter

und

PoV₀'

273 “ Es ist somit

R' =

Po

10333

Q₀' .213    0,08954* 273

423,0 Meter.

Ï \ 29,27    423,

Für den Ibergang vom Atmosphärendruck (p = 10333kg/qm) zum Barometerstand b in Millimeter Quecksilber ist die rechte Seite der Gleichung zu multiplizieren mit der Verhältnisziffer 10333

Hw

* 0,03184.

760

= 13,6, dem spez. Gewicht des Quecksilbers, so dass

Hw

= 13,6 • 0,03184 ^ = 0,432^ Kilogramm

760

273 + 15

Gutes frisches Gas hat normalerweise beiO⁰ und 760 mm eine durchschnittliche Hubkraft von 1,180 Kilogramm oder, wie soeben gefunden von 1,140 Kilogramm bei 760 mm und 15°.

Nun ist aber der zur Füllung verwandte Wasserstoff niemals ganz rein, sondern enthält geringe Beimengungen anderer Gase und meist auch Spuren von Wasserdampf. Fernerhin bedingt der Innendruck eine, wenn auch nur geringe Verdichtung und dadurch bedingte Gewichtserhöhung des Gases; zutretende Luft (bei der Füllung und bei nicht glatt ausgelegter Hülle) wirkt ebenfalls gewichtserhöhend und die Hubkraft vermindernd ein. Man wird daher gut daran tun, der Entwurfsberechnung für die Hubkraft nur einen Wert von etwa 1,1 Kilogramm für das Raummeter zugrunde zu legen¹).

Die Abnahme der Hubkraft eines Gasgemisches, bestehend

l) Da das Konstruktionsgewicht für die einzelnen Bauteile regelmässig grösser auszufallen pflegt wie veranschlagt, so rechnen vorsichtige Konstrukteure nur mit einem Hub von 1,02—1,05 kg pro Raummeter.

aus Wasserstoff und Luft geht aus der folgenden Tabelle¹) hervor und beträgt ca. 12 Gramm für das Raummeter bei einer Luftzufuhr von 1 °/o.

Hubkraft und Gewicht von 1 Raummeter Gasgemisch bestehend aus Wasserstoff und Luft bei 0° und 760 mm

Wasserstoffgehalt in Volumprozent

Luftgehalt in Volumprozent

Hubkraft eines Raummeters in kg

Gewicht eines Raummeters in kg

100

1,203

99

1,191

98

97

1,179

1,167

0,090

0,102

0,114

0,126

96

1,155

0,138

95

1,143

0,150

Die, infolge des in der Hülle vorherrschenden inneren Überdruckes von 25—30 mm Wassersäule oder ca. 2 mm Quecksilber sich einstellende Abnahme der Hubkraft ist, wie bereits erwähnt, sehr gering und beträgt ca. 3 Gramm pro Raummeter. Da sich die Hülle bei dem herrschenden Innendruck aber stark dehnt, so gewinnt infolge der mit dieser Dehnung verbundenen Yergrösserung des Tragkörpers das Luftschiff naturgemäss an Hubkraft, wenn es unter Druck gesetzt wird. Die durch diese Dehnung bewirkte Yergrösserung des Tragkörperinhaltes beträgt bei einem Betriebsdruck von 25—30 mm Wassersäule je nach der Nahtführung und den Elastizitätsverhältnissen des Stoffes ca. 6— 8°/o des Gesamtinhaltes.

Das zur Füllung dienende Wasserstoffgas wird meist unter einem Druck von 150 Atmosphären und mehr in Stahlflaschen zum Versand gebracht. Der Inhalt dieser Flaschen, auch Bomben genannt, beträgt in der Regel 36 Raumdezimeter (Liter), doch sind auch Flaschen von geringerem und solche von grösserem Inhalt, bis zu 60 Liter im Gebrauch. Den Gasinhalt einer

fl Diese von Nass berechnete Tabelle ist entnommen dem Buche „Chemie der Gase“, von Brähmer, Bd. III, von Luftfahrzeugbau und Führung.

viPi = v₂p₂ • 0,932.

Flasche ermittelt man, indem man die Anzahl der Liter ihrer Eichung multipliziert mit der Pressung in Atmosphären und bei hohen Drucken, etwa von 150 Atmosphären an, das Produkt multipliziert mit dem Reduktionsfaktor 0,932. Dieser Reduktionsfaktor bringt die bei höheren Drucken beim Wasserstoff auftretende und dem Mariotte’schen Gesetz nicht mehr entsprechende geringere Zusammendrückbarkeit zum Ausdruck. So dass das Mariotte’sche Gesetz für Wasserstoff nach Cailletet zu schreiben ist zu

Eine Flasche z. B., die auf 36 Liter geeicht ist, enthält daher bei einem Drucke von 150 Atmosphären statt 36 • 150 = 5,4 Raummeter, in Wirklichkeit 36 • 150 • 0,932 = 5,033 Raummeter Gas vom Druck einer Atmosphäre.

Der lichte Durchmesser einer dieser Stahlllaschen beträgt 19 cm, die Wandstärke 0,9 cm, ihre Länge ungefähr 1 m. Unter der Annahme einer Bruchfestigkeit des Flaschenstahles von 60 kg pro qmm beträgt der Gasdruck, bei dem ein Zerreissen zu befürchten ist 570 Atmosphären. Um das Flaschenmaterial immer in brauchbarem und gefahrlosem Zustand zu erhalten, werden die Flaschen in längeren Zwischenräumen (3 Jahre) einer Wasserdruckprüfung unterzogen und mit einem, den gewöhnlichen Fülldruck von 150 Atmosphären um 50% überschreitenden Prüfungsdruck abgepresstx).

Auch die Anschaffungskosten für das Flaschenmaterial sind bedeutende. Der Preis einer der üblichen 36 Liter - Flaschen steht auf ungefähr 60 Mk. pro Flasche, so dass die zur Füllung und Inbetriebhaltung eines Luftschiffes von 4500—5000 Raummeter Gasinhalt erforderlichen Flaschen einen Kapitalwert von etwa 60000—65000 Mk. darstellen.

Das Gewicht einer dieser Stahlflaschen ist ungefähr 60 kg, während der Gasinhalt ungefähr 450—500 g wiegt und einen Wert darstellt von 1,50 Mk. bis 2,40 Mk. Eine Waggonladung zu 10 Tonnen fasst also 165 dieser Flaschen zu einem Waren-

]) A. Martens, „Untersuchung eiserner Behälter (Flaschen) zur Aufbewahrung von Wasserstolfgas“, in der Zeitschrift des Vereins deutscher Ingenieure. Jahrgang 1896, Nr. 26 und 27.

wert von 350—400 Mk. und einem Warengewicht von 82 bis 83 kg. Es besteht daher für den Transport ein starkes Missverhältnis zwischen dem Gewicht der Tara und dem des zu befördernden Gutes; jene ist ca. 120mal schwerer wie dieses, welches daher durch die Fracht auch schon bei geringen Entfernungen unverhältnismässig stark belastet wird, trotz des neuerdings für Gas Verfrachtungen dieser Art von den deutschen Eisenbahnen bewilligten billigen Spezialtarifsatzes III.

Das soeben Besprochene ist geeignet zum Hinweis auf die grössere Wirtschaftlichkeit von Gaserzeugungsanlagen, die am Füllplatz selbst zu errichten sein würden, da die Kosten für die Kompression, den Flaschenaufwand und die jedesmalige Verfrachtung grösstenteils hierdurch in Wegfall kämen.

Abschnitt V.

Das Entwerfen von Prall-Luftschiffen.

Al Igemeines.

Die dem Entwürfe zugrunde liegende Aufgabe hat ihrem Wesen nach grosse Ähnlichkeit mit den auch beim Schiffbau, besonders aber beim Bau von Unterseebooten an den Konstrukteur herantretenden Problemen. Hier wie dort handelt es sich darum, den von ihrem Fahrmittel (Wasser oder Luft) getragenen oder darin schwebenden Körperformen eine gewisse Beschleunigung zu erteilen, das heisst sie unter Überwindung des durch die Fahrt wachgerufenen Widerstandes mit einer gewissen Geschwindigkeit durch das Fahrmittel hindurch zu treiben.

Die zum Aufschweben erforderliche Steigkraft liefert der durch den Verdräng erzeugte Auftrieb, die Beschleunigung, das Ingangsetzen einer zweckentsprechend angeordneten Maschinen-und Triebanlage. Beim Luftschiff wie beim Wasserschiff ist das von der Maschinenanlage in Umdrehung versetzte und den Vortrieb schaffende Triebteil die an die Eigenschaften des Fahrmittels angepasste Schiffschraube.

Die konstruktive Lösung der gestellten Aufgabe wird dem Gesagten zufolge dann möglich sein, wenn der zur Erzeugung der geforderten Geschwindigkeit notwendige Schub der Luftschraubenanlage oder der Vortrieb sich errechnen lässt und wenn von dem errechneten Vortrieb, unter Beachtung des Wirkungsgrades der Übertragung auf die effektive, das heisst bremsbare Maschinenleistung geschlossen werden kann. Die Ermittlung der Grösse des Vortriebs jedoch setzt die Feststellung des bei der verlangten Eigengeschwindigkeit des Fahrzeuges durch den Widerstand des Fahrmittels (Luft) erzeugten Fahrwider-standes voraus. Ist also der Fahrwiderstand bekannt, so lässt sich auch die effektive Leistung und damit die Grösse der Maschinenanlage ermitteln.

Die Grösse des Fahrwiderstandes aber hängt unter der Voraussetzung einer gewissen Geschwindigkeit ab von der Grösse und Form des Verdranges, also von der Grösse und Form des Luftschiffes selbst. Die Körpergrösse des Luftschiffes aber muss ihrerseits, wie bereits angedeutet, wieder so gross sein, dass sie zum Aufschweben gelangt, während die Form den im System selbst zur Übertragung gelangenden Kräften und den stofflichen Eigenschaften des Baumaterials Bechnung zu tragen hat.

Es liegen mithin die beim Luftschiffbau für den Entwurf und einen grossen Teil der Konstruktion selbst zu beachtenden Verhältnisse im wesentlichen ähnlich wie bei dem viel älteren und einem anderen Fahrmittel angepassten Schiffbau. Hier wie dort bildet die möglichst genaue Bestimmung des Fahrwiderstandes der zum Bau geeigneten oder angestrebten und ihrer Grösse nach durch den erforderlichen Anhub festgelegten Bauformen die Grundlage für den Entwurf.

Die durch die Praxis tatsächlich gestellte Aufgabe nun läuft darauf hinaus, ein Luftschiff zu bauen, das eine bestimmte Last, die sogenannte Nutzlast unter Entwickelung der geforderten Geschwindigkeit weiter befördern kann, woraus sich dann die Höhenleistung sowohl wie auch die Streckenleistung (Grösse der Fahrstrecke) ganz von selbst ergeben.

Dem bis in die baulichen Einzelheiten eindringenden eigentlichen Entwurf schickt man zweckmässigerweise einen Vorentwurf voraus, mit welchem man die Gewinnung der Hauptabmessungen und die Klarstellung der zwischen ihnen zu verwirklichenden Verhältnisse anstrebt.

Als Grundlagen für diesen Vorentwurf gelten dem bereits Gesagten entsprechend die Geschwind igkeit, die Nutzlast und die Höhenleistung.

Hierbei ist zu beachten, dass die Höhenleistung eigentlich nur eine aus dem zwischen der Grösse der Nutzlast und dem Gesamtgewicht herrschenden Verhältnis hervorgehende Folgeleistung ist.

Zur Ermittlung der Hauptabmessungen und Hauptdaten, unter Zugrundlegung der soeben bezeichneten Grundeigenschaften ist, da die rein theoretische Herleitung versagt, ein mehr oder minder empirisches Verfahren einzuschlagen. Als derartige Verfahren sind zu bezeichnen,

1. die Anstellung von Modellversuchen und 2. die sachge-mässe Ausnützung der aus der praktischen Erfahrung gewonnenen Lehren, unter Anlehnung an die allgemein zugänglichen Forschungsergebnisse, soweit sie auf diesem Gebiete schon bestehen.

Der Vorentwurf auf Grund von Modellversuchen.

Modellversuche werden da heranzuziehen sein, wo keine praktischen Erfahrungen vorliegen, oder wo solche der experimentellen Ausgestaltung und Richtigstellung bedürfen¹). Modellversuche sind gleichzeitig aber auch das kostspieligere und langwierigere Ermittlungsverfahren, ohne absolut sichere Gewähr zu liefern für die Richtigkeit und Brauchbarkeit der erzieltenResultate.

Bei der Berechnung der Geschwindigkeit handelt es sich vorerst um die Auffindung der Gesamtgrösse der durch die Luftverdrängung während der Fahrt auftretenden Verdrängungsund Reibungswiderstände und um die sachgemässe Übertragung der erhaltenen Resultate auf die in ungefähren Umrissen vorliegende Luftschiffgrösse. Diese Übertragung erfolgt im Sinne der weiter unten angegebenen New ton sehen Prinzipien der Ähnlichkeit. Sie liefert die Grösse des bei der Geschwindig-

b Vgl. auch „Aerenautics, Technical Report of the Advisory Committee For Aeronautics“, for the year 1910—1911, pag. 33. London 1911. Published by His Majesty’s Stationary Office.

keit y erzeugten Gesamtwiderstandes und führt zur Ermittlung des zu seiner Überwindung erforderlichen Vortriebs. Aus dem Vortrieb lässt sich dann durch Multiplikation mit der Geschwindigkeit und mit den Wirkungsgraden der Luftschrauben und der Getriebe leicht die Effektivleistung der Motoranlage berechnen. Unter Vervollständigung des Modells durch die anfgefundene Motorstärke nebst Gewicht, lässt sich dann die Anordnung der Luftschrauben, des Getriebes und die Konstruktion und Aufhängung der Gondel bereits festlegen und es lassen sich Schlüsse ziehen auf die bewirkte Lastverteilung, den Innendruck und das Gleichgewicht (Stabilität).

Das Verfahren zur Ermittlung des Gesamtwiderstandes ist im wesentlichen das folgende.

Der Gesamtwiderstand W eines Luftschiffes ist die Summe sämtlicher durch die Fahrt hervorgerufenen Einzelwiderstände Wj, w₂, w₃, usw. der einzelnen Bauteile wie Tragkörper, Aufhängung (Takelung), Gondel mit Schraubenanlage, Steuerungsund Dämpfungsflächen und der Druckhaitungsanlage (Ballonet-anlage). Jeder dieser Teilwiderstände kann ausgedrückt werden

durch die quadratische Widerstandsformel w = f v² ~ • k.

In dieser Formel ist f die senkrechte Projektion des in Frage stehenden Bauteiles auf eine Ebene senkrecht zur Bewegungsrichtung in qm, v ist die Geschwindigkeit der Bewegung in m/sec, y das Gewicht von einem Raummeter Luft, g die Erdbeschleunigung und k ein gewisser Reduktionsfaktor oder Formfaktor. Die Grösse von k ist für jede andere Form oder Kombination von Formen, aber auch für jede andere Grösse eine andere.

Die Bestimmung des für den Tragkörper z. B. geltenden Reduktions- oder Formfaktors kann nur dadurch erfolgen, dass man an einem der Form des projektierten Tragkörpers ähnlichen Modell die Widerstandsbestimmung ausführt, hieraus den Reduktionskoeffizienten bestimmt und die gefundenen Resultate in der noch zu besprechenden Weise überträgt auf den projektierten Tragkörper. Die Reduktionsfaktoren der übrigen Teile, wie Gondel, Seil werk usw. können durch ähnliche Versuche oder durch Vergleiche mit bereits untersuchten und in ihren Widerstandsverhältnissen bekannten ähnlichen Formen ihrem ungefähren Wert nach ermittelt werden.

Die Reibungswiderstände können nach den Untersuchungen von Prof. Frank¹) in ähnlicher Weise dargestellt werden durch die Formel:

wr = 0 v² - kr.

§

In dieser Formel ist 0 die reibende Oberfläche des betrachteten Konstruktionsteiles und kr der Reibungskoeffizient dieser Oberfläche gegen Luft. Über die Grösse der einzelnen Reibungskoeffizienten und die Abhängigkeit der Reibungswiderstände von den Form- und den Geschwindigkeitsverhältnissen und über den Anteil der in der Nähe der Ober fläche auftretenden inneren Luftreibung ist noch sehr wenig bekannt.

Die vorerwähnten Frank sehen Untersuchungen lassen erkennen, dass der Reibungskoeffizient kr der Luft gegen glatte Weissblechplatten, welche parallel zum Luftstrom (zur Bewegungsrichtung) angeordnet waren nur sehr gering ist. Für diese Versuchsanordnung ergab sich kr zu 0,00244 und ist damit 236 mal kleiner, als der Koeffizient 0,575 für den Stirnwiderstand, welch letzterer erzeugt wird durch die normal zum Luftstrom gestellte ebene Fläche gleicher Form und Grösse²). Bei einer etwa ins Auge gefassten Übertragung dieser Verhältnisse auf die Körperformen und stofflichen Oberflächen der Luftschiffteile jedoch hat man in Betracht zu ziehen, dass die hier vorliegenden Materialien, wie der Ballonstoff, das Tauwerk, die Metallteile der Gondel etc. zunächst einmal verhältnismässig rauhe Oberflächen besitzen und auch infolge ihrer Formen zu abweichenden Reibungswerten führen müssen. Fernerhin erhebt sich die Frage, wo und wie weit macht sich die Oberflächenreibung an diesen Körperteilen, dem Tragkörper und der

b A. Frank, „Versuche zur Ermittelung des Luftwiderstandes der der Bowegungsrichtung parallelen Seitenflächen der Körper“ in der Zeitschrift d. Vereins deutscher Ingenieure, Bd. 52, 1908.

²) W. Schule , „Der Luftwiderstand auf Grund der neueren Versuche“ i. d. Zeitschrift d. Vereins deutscher Ingenieure, Bd. 54, 1910, Nr. 1—3.

Gondel z. B. geltend und wo sind diese Konstruktionsteile schliesslich Träger des Stirn- und Verdrängungswiderstandes? Die Untersuchungen von Prof. Schäle über die Reibungswiderstände der Luft an geneigten Platten und kegelartig zugespitzten Körpern, angewandt auf die Tragkörper von Luftschiffen lehren, dass die vordere und hintere Zuspitzung dieser Tragkörper, sie nicht sehr spitz gehalten sind, für die Bildung des Reibungswiderstandes nicht in Betracht kommen und, dass sich dieser nur an den Seitenteilen der Tragkörper und übrigen Konstruktionsteile geltend macht. Bei richtig geformten Tragkörpern liegt dementsprechend die Zone der grössten Reibung etwa hinter dem ersten Drittel der vorderen Verjüngung, von der vorderen Spitze an gemessen bis in die Gegend des Hauptquerschnittes, während die geringste Oberflächenreibung an der vorderen und hinteren Spitze und unmittelbar hinter dem Hauptquerschnitt zu suchen ist.

aus-

wenn

Zieht man die gefundenen Reibungswiderstände ab von den am Modell beobachteten Gesamtwiderständen, so erhält man die sogenannten Verdrängungs- oder Formwiderstände.

Nun besagt das Newtonsche Ähnlichkeitsprinzip, dass es für zwei ähnliche durch eine Flüssigkeit hindurch bewegte Körper Geschwindigkeiten gibt, bei denen die auftretenden Formwiderstände einander ähnlich sind. Diese Geschwindigkeiten nannte der Engländer Fr ou de, der sich mit der Ausgestaltung dieser Gesetze beschäftigte, korrespondierende Geschwindigkeiten oder Vergleichsgeschwindigkeiten.

Für sie gelten die folgenden Sätze¹):

1.    Die Geschwindigkeiten ähnlicher Schwimmkörper, also auch die ähnlich geformter Tragkörper werden dann korrespondierende genannt, wenn sie sich verhalten wie die Quadratwurzeln aus den Längenabmessungen, oder wie die sechsten Wurzeln aus den Verdrängungen.

2.    Die bei solchen Geschwindigkeiten an ähnlichen Schwimmoder Tragkörpern auftretenden Formwiderstände verhalten sich

fl Vergl. Des Ingenieurs Taschenbuch „Hütte“ unter Schiffswiderstandsberechnung nach Froude, sowie auch Moedebecks Taschenbuch von 1911, S. 493, Luftschiffbau, „Theoretische Betrachtungen“ von K. Schaffran.

wie die dritten Potenzen der Längenabmessungen, oder wie die Verdrängungen. Es sind daher die Formwiderstände derartiger Körper, berechnet auf das Raummeter ihres Rauminhaltes bei korrespondierenden Geschwindigkeiten gleich gross.

und hat das Modell

Ist nunmehr das Längenverhältnis zwischen dem Versuchsmodell und dem ihm ähnlichen und zu einem gewissen Rauminhalt projektierten Tragkörper gleich —

bei den Versuchsgeschwindigkeiten v1? v₂, v₃ usw. Formwiderstände von der Grösse Wf1} wf2, Wf₃ usw., so hat der projektierte Tragkörper bei den korrespondierenden Geschwindigkeiten, das heisst bei den Geschwindigkeiten von der Grösse vt v₉ ]/n, v₃ ]/n usw. Formwiderstände von der Grösse Wft n³, Wf₂ n³, Wf₃ n³ usw.

Auf Grund dieser Beziehungen können die Formwiderstände vom Versuchskörper auf den projektierten übertragen werden und man gelangt nach Hinzufügung der Reibungswiderstände zum Gesamtwiderstand, aus dem dann der Vortrieb und die effektive Motorleistung der Maschinenanlage leicht zu berechnen ist.

Der Entwurf auf Grund von Erfahrungsresultaten.

Unter Verzicht auf das in den vorstehenden Ausführungen skizzierte und an die Herstellung eines grossen Versuchsmodells geknüpfte, kostspielige und komplizierte Verfahren zur Ermittlung der Hauptdaten für den Bau, führt die Anwendung der aus der Praxis gewonnenen Erfahrungen weit rascher zu brauchbaren Resultaten.

Ist die Geschwindigkeit und grösste Fahrtleistung nebst der Anzahl der zu befördernden Passagiere vorgeschrieben, so handelt es sich zunächst darum, die Grösse der diesen Anforderungen entsprechenden Nutzlast festzustellen. Das kann nur geschehen durch Vergleich mit den Nutzlastverhältnissen bereits ausgeführter und dem geplanten ähnlich gearteter Luftschiffe von ungefähr derselben Grösse und Geschwindigkeit. Die Grösse der Nutzlast lässt sich ermitteln, sobald Angaben vorliegen über die grösste Fahrzeit, die Höhenleistung, die effektive Motorleistung und die Anzahl der Passagiere.

Aus dem hieraus festzustellenden, als vorläufige Nutzlast zu betrachtenden Gewicht H ergibt sich die ungefähre Gesamthubkraft Hg des Gasinhalts der Hülle, durch Multiplikation mit dem Erfahrungskoeffizienten ô zu

Hg = H . ô Kilogramm

und der Inhalt selbst zu

1,1

Raummeter,

da die Hubkraft eines Raummeters Wasserstoffgas für Überschlagsrechnungen zu 1,1 Kilogramm angenommen werden kann¹).

Der Koeffizient d, den man auch als den Nutzungskoeffizienten der Füllung oder die Wertigkeit bezeichnen kann, stellt das zwischen der Hubkraft und der Nutzlast bestehende Verhältnis vor. Er ist, wie bereits berührt, von der Grösse und dem Gewicht der ins Auge gefassten Konstruktion abhängig und schwankt bei den Prall-Luftschiffen zwischen den Werten 3 und 4. Die beigefügte Tabelle gibt einen Überblick über die, bei den einzelnen Bauformen auftretenden Nutzungskoeffizienten.

Bauform

Hülleninhalt

in

Raummeter

Hubkraft des Gases in kg

Nutzlast in kg

Nutzungs

koeffizient

Parsevalschiffe Bauart A (P. L. 1 u.2)

Bauart B (P. L. 3, 6 und 7).......

Bauart D (P. L. 5, 9 und 10)......

Zodiac (Godard) halblange Gondel, Längskiel.....

Ville de Paris (Langgondelschiff) . . .

Bayard-Clement Colonel Renard

(Langgondelschiffe)

ca. 4000

ca. 4550

ca. 1300

ca. 3,5

, 6700

, 7630

„ 2200

A 3,5

„ 1350

A 1540

510

A 3,0

„ 2700

, 3200

„ 3500

„ 3080

„ 3650

„ 3990

„ 1000

„ 1000

A 1200

A 3,1

« 3,6

A 3,3

!) Vergl. Seite 66, Anmerkung.

Die exakte Formgebung des Tragkörpers ist Sache des späterhin genauer zu besprechenden Hüllenentwurfs. Für den Vorentwurf genügt die Ermittlung des grössten Querschnitts F des Tragkörpers, unter Zugrundelegung eines zwischen seiner Länge und seinem grössten Durchmesser anzunehmenden Verhältnisses, das man als Streckungsverhältnis bezeichnen kann. Die Grösse des Streckungsverhältnisses schwankt zwischen den Zahlenwerten 5 und 9, das heisst die Längen der Tragkörper sind das 5 bis 9fache des Hauptdurchmessers. Bei den Parseval-Schiffen der Bauformen A und B (4000 und 6700 Iiaummeter) ist es 5,8 und 5,7, bei den kleinen Sportluftschiffen von der Bauform D gleich 5. Eingondelige Halbstarrschiffe haben in der Regel etwas grössere Streckung, zwischen 5,8 und 6,8, Langgondelschiffe zwischen 5,5 und 6,2, während die Mehrgondelschiffe in der Streckung bis zu 9 gehen.

Nach der vorläufigen Festlegung des Streckungsverhältnisses und der Länge errechnet man den Hauptdurchmesser und Hauptquerschnitt des Tragkörpers. Hierzu legt man der Tragkörperform die ins Auge gefasste Form zugrunde, z. B. die eines Rotationsellipsoides, von dem man den Inhalt kennt und die Länge der grossen Achse und erhält schliesslich in der kleinen Achse dieses Ellipsoides den Hauptdurchmesser des Tragkörpers. Der Hauptquerschnitt ist nun so anzuordnen, dass der Fahrwiderstand des Tragkörpers möglichst gering bleibt. (Abschnitt VI.)

Nun kann der Gesamtwi der stand W eines Luftschiffes dar

W = F v² — K,

gestellt werden durch die oben bereits angeführte Widerstandsformel

worin F der grösste Querschnitt des Tragkörpers in qm, v die Eigengeschwindigkeit in m/sec, K aber ein Reduktionsfaktor ist, dessen Wert von der Bauart und Grösse des Fahrzeugs abhängt. In K ist hierbei auch der Reibungswiderstand mit eingerechnet. Der Reduktionskoeffizient K ist natürlich ein reiner Erfahrungswert, der für die geplante Konstruktion nur dann Bedeutung besitzt, wenn sich diese, wie das ja in den meisten Fällen auch zutrifft, an eine der herrschenden Bauformen anschliesst. Sein Wert folgt aus der soeben angeführten Formel, sobald von ihnen bekannt sind der Fahrwiderstand W, die Eigengeschwindigkeit v und der Hauptquerschnitt F. Der Fahrwiderstand W aber ergibt sich, wie im Folgenden gezeigt wird aus der effektiven Motorleistung und den Wirkungsgraden der Übertragung.

Für sachgemäss gebaute Luftschiffe unstarren Systems und mittlerer Grösse (Parseval-Schiffe, Bauart A und B) lässt sich der Reduktionsfaktor zu ca. 0,18 bis 0,19 berechnen. Für die kleinen Sportluftschiffe dieses Systems ist er etwas grösser (0,25 —0,27), ebenso für mittelgrosse Langgondelschiffe und Schiffe halbstarren Systems, infolge des durch das lange Gondelgerüst oder die Gerüstkonstruktion erhöhten Widerstandes und liegt für diese Bauart etwa zwischen 0,16 und 0,22¹). y

Die Werte von — endlich für Temperaturen von— 10 bis —(—

30° und für Barometerstände von 770 bis 624 mm sind untenstehend zusammengestellt.

Sie sind berechnet mit Hilfe der in Abschnitt III bereits erwähnten Formel

y _ 1,2932 b 273 9,81 *760' 273 -j- t

Höhe in m absolut jn

Barometerstand mm

Temperatur

— 10° —5°

0°    4-5° 4-10° +15° +20° +25° +30°

100

250

500

-41 -4i

M CO ÜT 05 <1

Ci o o o

750

1000

1500

05 05 Oi CO 05 CO <X> CO

0,1362 0,1337 0,1313 0,1289 0,1267 0,1245 0,1225 0,1203 0,1348 0,1318 0,1295 0,1272 0,1249 0,1228 0,1208 0,1188 0,1326 0,1302 0,1279 0,1256 0,1234 0,1213 0,1193 0,1173 0,1302 0,1278 0,1255 0,1233 0,1211 0,1191 0,1171 0,1151 0,1175 0,1155 0,1135 0,1117 0,1141 0,1121 0,1102 0,1084 0,1101 0,1082 0,1064 0,1046

0,1286 0,1263 0,1239 0,1217 0,1249 0,1226 0,1203 0,1181 0,1206 0,1187 0,1162 0,1141 0,1125 0,1104 0,1083 0,1064 0,1045 0,1027 0,1009 0,0992 0,0976

i—i H-a t—‘

DO 05 CD

y

Für den Vorentwurf genügt es, den Wert 0,132 für— einzuführen.

Nun ist für ein, mit der Geschwindigkeit v fahrendes Luftschiff in jedem Augenblick der, ihm durch die Schraubenanlage erteilte Schraubenschub oder der Vortrieb S gleich dem bei

dieser Geschwindigkeit auftretenden Fahrwiderstand W. Es ist somit

S = W = F v² — • K kg. g

Ferner ist das Produkt aus Vortrieb und Geschwindigkeit oder die Leistung der Schraubenanlage gleich der effektiven Motorleistung Ne, multipliziert mit den Wirkungsgraden und r}2 der Schrauben und der Getriebe. Es ist daher

S . v = W • v = Fv³ K = Ne • rjx -rjz - 75 m kg und die effektive Motorleistung in PS

N —

*

Unter Voraussetzung sachgemässer Ausführung lässt sich für die Schrauben ein Marschwirkungsgrad = 0,60 — 0,75, für die Getriebe ein solcher von r\₂ — 0,90 bei Seilübertragung, bis = 0,95 bei Doppelkegelradgetriebe erzielen.

Hierauf wird man sich, soweit noch nicht geschehen, zu entscheiden haben über die Wahl des Systems für den Neubau, über die Bauform, die Konstruktion der Gondel, sowie über die Zahl und Anwendung der Motore und die Schraubenanlage und gelangt daraufhin zur vorläufigen Berechnung des Konstruktionsgewichtes.

Vorläufige Ge wichtsberechnung.

1. Das Gewicht der Hülle.

Dies ist abhängig von der Schwere und Menge des verwandten Hüllenstoffes, d. h. von der Grösse der Oberfläche, sowie auch in geringem Masse von der Art der Nahtführung. Da die exakte Form und Grösse der Oberfläche vorläufig noch unbekannt ist, so ist man auch hier genötigt, mit Erfahrungswerten zu rechnen.

kann man schreiben

Setzt man hierbei das Hüllengewicht Gh durch den Erfahrungskoeffizienten o in Beziehung zum Hülleninhalt Y, so

Gh .= —

o

oder in Beziehung zur Hubkraft Hg des Gaskörpers, so kann man schreiben Gh

da die Hubkraft eines Baummeters

Hg

ff • 1,1

Wasserstoff ungefähr gleich 1,1 kg ist. Die Grösse von g schwankt zwischen den Werten 2,5 und 4, je nach Grösse, Form und Stoffstärke des Tragkörpers. Für Schiffe von etwa 1200 Raummeter beträgt sie 2,5 bis 3, für mittelgrosse Schiffe von etwa 4000—5000 Raummeter Gasinhalt 3,4 bis 3,8 und für grosse Schiffe von etwa 6500 bis 10000 Raummeter 4—4,5. Für die Parseval-Schiffe, Bauart A ist g ca. 3,4, für die Bauart B ca. 4 und für die kleinen Sportschiffe der Bauart D ca. 2,7. Bei der Verwendung eines sehr schweren Hüllenstoffes, wie ihn das Siemen s- Sc huck ert-Schiff verwandt hat (dreifacher und dreifach gummierter Ballonstoff vom Gewichte 480 g pro Quadratmeter), wird die Hülle naturgemäss entsprechend schwerer und der Koeffizient o kleiner. Die soeben gemachten Angaben gelten für die betriebsfertige Hülle mit Einschluss der Luftsäcke (Ballonets.)

2. Das Gewicht der Gondel.

Das für die Einheit der Motorleistung in Rechnung zu stellende Pauschalgewicht für die betriebsfertige Gondel, einschliesslich Maschinenanlage, Getriebe, Luftschrauben und Gebläse richtet sich nach der Art des Baumaterials, der Herstellungsart, der Aufstellungsweise der Motoranlage und der Gondelzahl.

Für solid gearbeitete kurze Gondeln aus geschweisstem Stahlrohr können bei mittelgrossen und grossen Schiffen durchschnittlich 12 kg pro PS effektiver Motorleistung veranschlagt werden. Für leicht gehaltene Gondeln wird dieseZahl sich, besonders bei kleinen Schiffen, auf etwa 10 kg pro PS und darunter erniedrigen lassen. Schwer gearbeitete und besonders lange Gondeln bedingen eine Erhöhung des Gewichtes bis auf etwa 14 kg pro PS.

Diese Gewichte gelten für reine Stahlgondeln. Holzgondeln oder Gondeln, die teils aus Metall (Aluminiumlegie-rungen und Stahl) und Holz zusammengebaut sind, fallen etwas leichter aus.

3. Gewicht der Motoranlage.

Aus der Anzahl PS der effekt. Motorleistung Ne lässt sich das Gewicht der Motoren ermitteln durch Multiplikation mit Erfahrungskoeffizienten, die das Motorgewicht pro PS ausdrücken und abhängig sind von der Art der Unterteilung der Maschinenanlage und der zur Verwendung gelangten Motore.

Das Gewicht der Maschinenanlage einschliesslich gefüllten Kühlers, Rohrleitung, Magnet, Schwungrad, Vergaser und Armaturen schwankt zwischen 3,5 und 5 kg pro PS effekt. Leistung. Je grösser die erwünschte Verlässlichkeit und die durch lange Fahrzeiten begründete Dauerbelastung der Motore, um so grösser ist in der Regel ihr Gewicht pro Einheit der Leistung anzusetzen ¹).

4. Das Gewicht der Luftschrauben.

Dasselbe kann mit der Lagerung ohne die Übertragung wie Seil, Kette, Doppelkegelradgetriebe etc. zu 0,5—1,8 kg pro PS eingesetzt werden. Es ist in hohem Masse abhängig vom Material, sowie der Touren- und Flügelzahl und der zu übertragenden Leistung.

Holzluftschrauben für hohe Umdrehungszahlen über 1000 pro Minute wiegen pro PS 0,3—0,5 kg, für mittlere Umdrehungzahlen 400—1000 pro Minute, 0,5—1 kg pro PS und für niedere Umdrehungszahlen, bis 400 pro Minute, 1—1,5 kg, einschliesslich Nabe. Aus Stahl- oder Aluminiumblech etc. hergestellte Luftschrauben fällen im allgemeinen nicht wesentlich schwerer aus, bei den für Luftschiffe in Betracht kommenden Grössen und Umlaufszahlen.

0 Vergl. auch Moedebecks Taschenbuch zum prakt. Gebrauch für Flugtechniker und Luftschiffer, 3. Aufl., Krayn, Berlin 1911, Tabelle XX, Seite 906.

Basenach, Prall-Luftschiffe. I.

5. Das Gewicht der übertragenden Teile.

Die Übertragung vom Motorflanscb zu den Luftschrauben ist je nach der Leistung, Umdrehungszahl und Art der Übertragung zu 0,5—1 kg pro PS anzusetzen, wenn nicht, wie das gewöhnlich bei Flugmaschinen gehandhabt wird, die direkt auf die Motorwelle gesetzte Luftschraube gleichzeitig als Schwungrad dient.

6. Das Gewicht des Gebläses (Ventilators).

Für das Gebläsegewicht mit Einschluss der Luftleitung bis zum Tragkörper und dem bei der Anordnung von zwei Luftsäcken erforderlichen Verteilungskasten können 0,5—0,8 kg pro PS veranschlagt werden, während bei Anwendung von nur einem Luftsack dieses Gewicht sich auf etwa 0,3—0,5 kg pro PS erniedrigen lässt.

Beispiel für den Vorentwurf eines mittelgrossen schnellfahrenden Luftschiffs.

Nach den für die Übernahme eines Luftschiffes mittlerer Grösse vom Auftraggeber gestellten Bedingungen hinsichtlich der Geschwindigkeit und Nutzlast, hat das in Frage stehende Fahrzeug unter Mitführung einer Besatzung von 5 Personen folgende Fahrten zu erledigen:

1. Eine zehnstündige Dauerfahrt ohne Zwischenlandung, davon 5 Stunden mit Vollkraft und unter Einhaltung einer durchschnittlichen Eigengeschwindigkeit von 13 m/sec. und 5 Stunden mit halber Kraft in einer beliebig gewählten Marschhöhe.

2. Eine dreistündige Höhenfahrt in einer Meereshöhe von

1500 m.

Für die Landung ist soviel an Ballast zurückzuhalten, dass das Fahrzeug nicht alle Steigkraft verliert und einfach durchfällt, sondern bis zum Ende der Fahrt in der Hand des Führers bleibt.

Die zur Vornahme der Höhenfahrt angesetzten Bedingungen hinsichtlich der atmosphärischen Verhältnisse gelten für eine

Temperatur von 15° C und einen Luftdruck von 760 mm Quecksilber. Herrscht bei Beginn der Fahrten eine geringere Temperatur wie die angegebene, so sind für je 1 ⁰ der Differenz 4 Gramm an Ballast pro Raummeter Hülleninhalt mehr einzunehmen. Desgleichen ist bei höherem Barometerstand für 1 mm Quecksilber je 1,5 Gramm an Ballast mehr einzunehmen.

Bei höherer Temperatur wie 15° C und bei geringerem Druck wie 760 mm wird von dem aus Personen, Apparaten und Ballast bestehenden Nutzlastteil ein entsprechendes Gewicht in Abzug gebracht.

Da es sich vorläufig nur um die Ermittlung der Hauptdaten handelt und über die Wahl des Systems nichts gesagt ist, so entschliessen wir uns für ein Schiff mit langer Gondel, ohne Versteifungsgerüst zwischen Gondel und Tragkörper.

In Anbetracht der geforderten Leistungen handelt es sich nach oberflächlicher Schätzung der Schiffsgrösse um ein Fahrzeug von etwa 4000—5000 Raummeter Tragkörperinhalt. Wir wählen als vorläufige Streckung desselben den, der Grösse etwa entsprechenden Wert von 6,5 und als grössten Querschnitt F= 100 qm. Diese Fläche entspricht einem Hauptdurchmesser von etwa 11,3 m. Die Gesamtlänge des Tragkörpers wird damit etwa 73,5 m.

W = Fv² - K kg.

Für ein Luftschiff mit diesem Tragkörper, auf dessen genauere Form hier zunächst nicht eingegangen werden soll, ist der Gesamtwiderstand

Nach Einsetzung des Zahlen wertes für ^ = 0,132 und den

Ausführungen des vorigen Teilabschnittes entsprechend, des Zahlenwertes 0,2 für K erhalten wir

W = 100 • 13² • 0,132 • 0,2 = 446 kg.

Hieraus ergibt sich die auf Überwindung dieses Widerstandes entfallende Motorleistung der Mascbinenanlage zu

mkg

N,

W-v

Vl'Vi

PS.

6*

W-V

% ' r\% • 75

Unter der Annahme eines überschlägigen Wirkungsgrades der Schraubenanlage in Fahrt von

W • v

Vi =

nT=⁰:⁶⁰

sowie eines Wirkungsgrades für die Übertragung ab Motorflansch bis zur Schraube von rj₂ = 0,90, ergiebt sich die effektive Motorleistung zu

N,

144 PS rd.

446 • 13

0,60 • 0,90 • 75

Zu dieser Motorleistung ist eine für den Betrieb der Kühlerund Druckhaltungsventilatoren (Ballonetventilator) erforderliche Mehrleistung von ca. 6 PS zu addieren, so dass die Gesamtleistung der Motoranlage damit auf etwa 150 PS ansteigt.

Aus Gründen der Betriebssicherheit und Geschwindigkeitsabstufung empfiehlt sich der Einbau zweier, voneinander unabhängig laufender Motore mit etwa 75 PS Einzelleistung.

Mit Rücksicht auf die, für die Schraubenanlage sich ergebenden Raumverhältnisse, die Anbringung, Grösse und vorteilhafteste Umdrehungszahl der Schrauben wählen wir zwei vierflügelige Schrauben mittlerer Grösse mit einem Durchmesser von 3,2 m, bei einer Umdrehungszahl von ca. 420 pro Minute. Bei der Anordnung von nur einer vierflügeligen Schraube von etwa 4,5 m Durchmesser, würde sich allerdings der Wirkungsgrad rjx auf etwa 0,65—0,68 erhöhen lassen. Diese Anordnung jedoch würde anderseits wieder ein etwas grösseres Gewicht haben und auch weitere noch zu besprechende Unzuträglichkeiten mit sich bringen.

Zur überschlägigen Bestimmung des Hülleninhaltes, legen wir im Hinblick auf die Grösse und die allgemeinen Formverhältnisse der Hülle, einer effektiven Motorleistung von 1 PS den für unsere Verhältnisse passenden Inhalt von etwa 30 Raummeter zugrunde und erhalten den Inhalt der Hülle zu V = Ne • 30 = 150.30 = 4500 Raummeter und die Gesamthubkraft des Gasraumes zu Hg = 4500-1,1 =4950 kg.

Der angegebene und für die Einheitsleistung von 1 PS erforderliche Gasinhalt von 30 Raummeter entspricht, unter der

Voraussetzung einer haltbaren und soliden Bauweise der aus den vorliegenden Bedingungen hervorgehenden Nutzlastgrösse von etwa 1400 Kilogramm. Bei sehr leichter Konstruktion jedoch und bei geringerer Nutzlast lässt sich dieser, für die Einheit der effekt. Motorleistung erforderliche Gasraum immerhin noch verkleinern. Bei grösseren Schiffen von etwa 8000 Raummeter Hülleninhalt an aufwärts kann die angegebene, als Leistungseinheit des Gasraumes bezeichenbare Zahl auch ohne besondere Kunstgriffe oder gewagte Leichtigkeit der Konstruktion bis auf etwa 25 Raummeter herabgemindert werden.

Untenstehende Zusammenstellung gibt einen kleinen Überblick über die bei den verschiedenen Bauarten und Grössen verwirklichten Hülleninhalte pro PS der Motorleistung.

Bau form

Motorleistung in PS

Geschwindigkeit in m/sec.

Fahrtdauer in Std. bei Vollkraft

Hülleninhalt in Raummeter

Anzahl der Raummeter pro PS.

Unstarr

ca. 13

15

17

Halbstarr

13

16

17

Starr

13

15

ca. 15 , 20 , 20 „ 24 , 20 * 20 „ 20 „ 20

ca. 4000

ca.

110

ca. 36

7000

9500

5500

8000

, 10500 „ 11000 „ 16000

220

32

400

24

150

300

400

220

450

37

27

26

50

36

Unstarre

Sportschiffe

geringerer

Leistung

12

1350

66

20

Gewichtsbereclmung.

Als überschlägige Veranschlagung des Konstruktionsgewichtes in Teilen der Hubkraft des Gasraumes erhalten wir:

a) Das Gewicht der Hülle mit den Ventilen,

. = 1250 kg rd.

Versteifungen, Fenstern, Gurt und Luftsack (Ballonet) zu etwa 0,25 der Hubkraft des Gasraumes, zu 0,25.4950    .    .

b)    Das Gewicht der Takelung, zu 0,05 der

Hubkraft gerechnet, beträgt 0,05.4950 = 250 kg rd.

c)    Das Gewicht der Gondel, zu 0,30 der Hubkraft veranschlagt, beträgt 0,30.4950 . = 1500 kg rd.

d)    Das Gewicht des Seitensteuers mit Leit

150 kg rd.

fläche und mit den Dämpfungsflossen, zu 0,03 der Hubkraft veranschlagt, beträgt 0,03.4950 ...........

e)    Das Gewicht des Gebläses mit den Luft

70 kg rd.

leitungen und dem in diese eingeschalteten Verteilungskasten, zu 0,015 der Hubkraft veranschlagt, beträgt 0,015.4950 .    .    .

f)    Das Gewicht der Höhensteuerungsvorrichtung, als Wassersteuerung gedacht, mit Steuerbehältern, Kompressor und Leitungen aber ohne Wasser, zu 0,022 der Hubkraft veranschlagt, beträgt 0,022.4950 = 110 kg rd.

50 kg rd.

g)    Das Gewicht für Apparate und Werkzeuge, zu 0,01 der Hubkraft veranschlagt, beträgt 0,01.4950

h) Das Gewicht für Schlepptau, Reserveteile etc., zu 0,02 der Hubkraft veranschlagt, beträgt 0,02.4950 ........

100 kg rd.

3480 kg und

Durch Zusammenzählen ergibt sich das Gesamtbaugewicht mit Apparaten, Werkzeugen und Ersatzteilen zu damit die nutzbar zu machende Hubkraft, (nutzbarer Auftrieb) oder die Nutzlast zu 4950—3480 = 1470 kg.

Die errechnete Nutzlast von 1470 kg gilt für die Hubkraft von 1,1 kg pro Raummeter. Bei gutem, frischem Gas, welches eine Hubkraft von 1,14 kg (bei 15°) besitzt ist sie entsprechend grösser. Die in den Zahlen der Posten a bis h angegebenen Gewichte sind, um durch die Zugrundlegung der geringen Hubkraft (1,1 kg) keine zu geringen Werte zu erhalten, mit Absicht um eine Kleinigkeit höher angegeben wie die Rechnung ergibt. Die angegebene Nutzlast von nicht ganz 0,30 der Hubkraft des Gasraumes ist, wie bereits besprochen, bei unstarren Luftschiffen, insbesondere bei solchen mit kurzgehaltener Gondel sehr wohl erreichbar. Bei der Verwendung eines Versteifungsträgers oder Gerüstes zwischen Gondel und Tragkörper (Halbstarrschiffe) und bei Schiffen mit durchlaufender langer Gondel (La France-Bauart) wird die nutzbar zu machende Hubkraft, die Nutzlast, bei der betrachteten Schiffsgrösse etwas geringer, das Verhältnis zwischen Nutzlast und Hubkraft des Gases daher etwas grösser und ungünstiger.

Dem unter a bezeichneten Hüllengewicht liegt die Verwendung eines Hüllenstoffes zugrunde von ca. 380 g pro Quadratmeter. Das unter c veranschlagte Gondelgewicht ist gedacht für eine aus leichtem Stahlrohr, von der Wandstärke 1 mm im Gerüst und von 2 mm in den Kufen, geschweisste Gondel mit Auslegerarmen für die Schrauben und Ventilatorsitz. In dem angegebenen Gewichte sind mit enthalten die ganze Maschinen-und Schraubenanlage, mit Pumpen und Getrieben, Ol- und Benzinleitungen, Behältern und Kühlern und zu 5 kg pro PS veranschlagt. Ausgeschlossen sind die Betriebsmittel, wie Benzin und Öl, sowie der Ballast. Die beiden Schrauben sind aus Holz konstruiert und zu 80 kg pro Stück, oder zu 0,62 kg pro PS der aufgenommenen Leistung (Ne.    ⁼ 144.0,9 =129 PS) ver

anschlagt.

Konstruiert man die Gondel aus Aluminium- oder Duraluminiumrohren und Profilen oder aus Holzprofilen, so lässt sich das Gewicht weiter herabmindern. Das durch diese Bauart erreichbare Mindestgewicht einer noch brauchbaren Gondelkonstruktion dürfte bei etwa 0,25 der Gashubkraft zu suchen sein, was im vorliegenden Falle eine Ersparnis von etwa 245 kg am Gewicht der Gondel bedeuten würde. Natürlich leidet bei dieser, auf Gund der leichten Konstruktionsart erzielten Gewichtsersparnis bereits die Festigkeit und Widerstandsfähigkeit des Gondelgerüstes selbst. Will man, was für die meisten Fälle empfehlenswert erscheint, die Festigkeit des Gondelgerüstes noch etwas steigern, so lässt sich dies erreichen durch die Verwendung schwerer Stahlrohre, wobei dann das Gewicht dieser schweren Gondel auf etwa 0,33 der Gashubkraft zu veranschlagen sein würde.

Es ist nun noch festzustellen, ob die errechnete Nutzlastgrösse von 1470 kg ausreicht zur Erfüllung der gestellten Ab-nahmebedingungen.

Zu der zehnstündigen Dauerfahrt sind erforderlich:

an Benzin für 5 Stunden Vollkraft ca. 200 kg, für 5 Stunden halbe Kraft ... ca. 100 kg,

ca. 300 kg 350 kg.

also zusammen.......

und mit 50 kg als Notvorrat, insgesamt .    .

400 kg.

Veranschlagt man den Ölverbrauch für die ganze Fahrt zu ca. 50 kg, so stellt sich der Verbrauch an Betriebsstoffen auf insgesamt

1200 kg.

Hierzu kommen 5 Personen à 80 kg im Gewicht von 400 kg. Das ergibt ein Gesamtgewicht von

Der am Ende der Fahrt übrig bleibende Ballast ohne ßenzin-notvorrat beträgt daher

1470 — 1200 = 270 kg.

150 kg

5 Personen à 80 kg ergeben ein Gewicht von .    .    .    400 kg

Zur Höhenfahrt beträgt das mitzuführende Benzin- und Ölgewicht für 5 Stunden Fahrtdauer, darunter 3 Stunden Vollkraft in 1500 m Höhe ca,

. . 550 kg.

Das ergibt ein Gesamtgewicht von .    .

Es verbleiben daher für Ballast

1470 — 550 = 920 kg und es fragt sich nun, ob dieser Ballast ausreicht um das Schiff statisch, d. h. ohne Anwendung der Krafthöhensteuerung (dynamische Höhensteuerung) auf die verlangte Höhe von 1500 m emporzuheben und auch nach dem Abstieg noch in der Hand des Führers zu behalten.

Legt man der Temperaturermittlung für die Höhe von 1500 m eine erfahrungsgemässe Abnahme der Temperatur von etwa 0,5 C für 100 m Höhenunterschied zugrunde und ist ferner die Temperatur am Erdboden 15°, so ist die Temperatur in der bezeichneten Höhe 7,5°. Der dieser Höhe entsprechende Barometerstand ist 624 mm Quecksilber.

Die Hubkraft des Gasraumes in 1500 m ist 624

Hiöoo = 0,432 .

. 4500 = 4325 kg.

273 -f- 7,5

Der Zahlenwert 0.432 ist eine Konstante, die sich nach der

in Abschnitt IV dargelegten Weise ergibt. Dagegen beträgt die nach dieser Formel errechnete Hubkraft am Erdboden (760 mm und 15°)

• 4500 = 5130 kg.

H₀ = 0,432 .

760

273 + 15

Es sind daher 5130 — 4325 = 805 kg an Ballast abzuwerfen, um das Schiff ohne Zuhilfenahme der Krafthöhensteuerung auf die bezeichnete Höhe zu heben und es verbleibt daher am Ende der Fahrt ein Ballastvorrat von

920 — 805 = 115 kg.

Das Schiff entspricht den Abnahmebedingungen.

In Wirklichkeit wird man bei Vornahme der Höhenfahrt das Luftschiff zunächst ohne Ballast auszugeben mittelst der Höhensteuernng dynamisch zu heben versuchen, bis der Betriebsstoffverbrauch die dynamische Wirkung einigermassen ausgleicht und das Luftschiff nunmehr auch statisch im Gleichgewicht ist. Hierdurch lässt sich die, zur rein statischen Erhebung des Fahrzeuges in die neue Gleichgewichtslage erforderliche Ballastmenge ersparen. Berechnet man die Wirkung der Höhensteuerung zu etwa 110 kg, so würde das Schiff auch noch bei einer etwaigen Einbusse von 115 + 110 = 225 kg an Hubkraft, ehe es zur Höhenfahrt schreitet, den Abnahmebedingungen gerecht werden können.

Abschnitt VI.

Der Tragkörper.

A llgem eines.

Als Tragkörper bezeichnet man streng genommen die durch den Innendruck prall gehaltene und versteifte Hülle, mit Einschluss des von ihr umschlossenen Gaskörpers und der zur Aufhängung der Gondellast, sowie zur Prallhaltung und zur Wahrung des Gleichgewichtes dienenden Vorrichtungen und Bauteile.

Die für Prall-Luftschiffe anwendbaren Tragkörperformen sind langgestreckte und verschiedenartig profilierte Umdrehungskörper, die man sich entstanden denken kann durch die Umdrehung ihrer parabolisch oder elliptisch gekrümmten, erzeugenden Längsschnitte um die Längsachse. In der Pegel geht eine derartige Erzeugende hervor aus zwei, mit ihren flachsten Teilen in irgend einer Weise verbundenen Ellipsen von verschiedenem Achsenverhältnis.

Die Verwendung von Umdrehungsflächen für Tragkörper war bisher eine ganz selbstverständliche und sie sind naturge-mäss den Rückungsflächen (gedrücktes oder dreiachsiges El-lipsoid oder elliptisches Paraboloid etc.) mit Rücksicht auf ihren geringeren Widerstand, sowie aus mancherlei konstruktiven Gründen vorzuziehen. Solche Umdrehungskörper besitzen infolge ihres kreisförmigen Querschnittes, den erwähnten Körperformen gegenüber ein gewisses Mindestmass an Fahrwiderstand. Sie gestatten eine möglichst günstige Materialbeanspruchung und besitzen bei einem gewissen Gasinhalt auch die kleinste Oberfläche und damit gleichzeitig das geringste Gewicht.

Die Aufgabe des Entwurfs.

Durch die angeforderten Bedingungen hinsichtlich Geschwindigkeit und Nutzlast ist, wie im Vorentwurf gezeigt wurde, die Form der Hülle und damit des Tragkörpers in den Hauptabmessungen angenähert soweit festgelegt, dass man nunmehr zur endgültigen Formgebung schreiten kann und zum Entwurf der Hülle in ihren einzelnen Teilen. Der Hüllenentwurf umfasst :

1.    Die Ausarbeitung der Tragkörperform mit einer daran sich anschliessenden genauen Inhalts- und Auftriebsermittlung, die Ermittlung der Lage des Auftrieb- oder Verdrängungsmittelpunktes, sowie des Gewichtsschwerpunktes,

2.    die Berechnung der in der Hülle auftretenden Grösstspannungen, diegewöhnliche undaussergewöhnlicheBeanspruchung des Hüllenstoffes, die Festlegung der durchschnittlichen und grössten Betriebsbeanspruchung und des Sicherheitsgrades, sowie des Innendruckes,

3.    die konstruktive Ausgestaltung und Aufzeichnung der Hülle, ihre Gewichtsbestimmung und die ihrer Einzelteile wie Gurt, Schlaufen, Fenster etc.

4.    die Wahl des Stoffes im Hinblick auf seine Eigenschaften, seine Erprobung, Kosten, Gewicht, Yerschleiss und Haltbarkeit.

Die exakte Formgebung läuft hinaus auf die Aufgabe, einen Tragkörper zu entwerfen, der mit einem Mindestmass an Gewicht und Luftwiderstand ein Grösstmass von Betriebssicherheit, Tragvermögen, Fluggleichgewicht (Flugstabilität) und Haltbarkeit verbindet. Hinsichtlich der Beurteilung des Luftwiderstandes dürfte es daher angezeigt sein, einmal das Verhalten eines derartigen Tragkörpers im Luftstrom, d. h. in Fahrt zu betrachten.

Der Tragkörper in Fahrt, sein Luftwiderstand.

Auf jeden Körper, der durch die Luft bewegt wird, also auch auf den Tragkörper eines in Fahrt befindlichen Luftschiffes wirkt eine Kraft ein, die der antreibenden Kraft ent-entgegengesetzt gerichtet ist und auf die Bewegung des Körpers hemmend wirkt, so dass er zu gänzlichem Stillstand kommt, wenn die antreibende Kraft gleich Null wird.

Diese Triebkraft bildet im vorliegenden Falle der, durch die Schraubendrehungen erzeugte Vortrieb und die hemmende Kraft der, durch die Bewegung wachgerufene Luftwiderstand. Ein Teil der antreibenden Kraft oder des Vortriebes wird verbraucht zur Verdrängung der, dem ungefähren Tragkörperinhalt entsprechenden Luftmasse, die vom Vorderteil des Tragkörpers auseinandergedrängt wird und sich hinter ihm wieder zusammenschliesst, während der Rest des Vortriebes zur Überwindung der Oberflächenreibung dient.

Man kann sich den auftretenden Luft- oder Fahrwiderstand w daher zerlegt denken in den Verdrängungswiderstand Wf und den Reibungswiderstand wr und schreiben:

W = Wf -|- wr.

Den Verdrängungswiderstand denkt man sich entstanden durch die Beschleunigung der zur Verdrängung gelangenden Luftmassen innerhalb der, mit einer gewissen Zähigkeit und Dichte ausgestatteten Luft und durch die Überwindung der so hervorgerufenen inneren Reibungswiderstände.

Der Verdrängungswiderstand setzt sich zusammen aus den am Vorderteil des Tragkörpers, an seinem Bug auftretenden Stirnwiderstand und der auf die hinter dem Hauptquerschnitt auf Seiten und Heck einwirkenden Heckwiderstände¹). Der Stirnwiderstand äussert sich in einer Erhöhung des Luftdruckes in den vor der Spitze befindlichen Luftmassen und wird deswegen gelegentlich auch als Druckwiderstand bezeichnet. Die an den Seiten und gegen das Heck hin auftretenden Wirbelwiderstände machen sich kenntlich durch eine Erniedrigung des Druckes der umgebenden Luft. Sie wirken daher saugend und zurückziehend und werden dementsprechend auch als Saug- oder Zugwiderstand bezeichnet.

Die grösste Druckerhöhung befindet sich zentral an der Spitze des Tragkörpers und hat im Einklang mit der kinetischen Energie der hier anströmenden Luftmassen den Wert von

v²

2g-

y das Gewicht der Raumeinheit derselben bei dem herrschenden Barometerstand und Temperatur und g die Erdbeschleunigung vorstellt. Der durch diese Formel iher Grösse nach gegebenen Luftdruckerhöhung an der Spitze liegt allerdings die Annahme zugrunde, dass die Luft eine reibungslose, sogenannte ideale Flüssigkeit sei, was in Wirklichkeit natürlich nicht der Fall ist.

y, worin v die Geschwindigkeit der anströmenden Luft,

Die grösste Druckerniedrigung befindet sich nach den Messungen der Göttinger Modellversuchsanstalt*) in der Zone des grössten Querschnittes, also an einer verhältnismässig ungünstigen Stelle, mit Rücksicht auf die Hüllenspannung des Tragkörpers. In den meisten Fällen wird sie sogar vor dem Hauptquerschnitt zu suchen sein, im Zusammenhang mit der, an dieser Stelle auch auftretenden grössten Luftgeschwindigkeit und Oberflächenreibung. Über den hinteren Teil des Tragkörpers findet dann wieder ein allmählicher Ausgleich des Luftdruckes statt. Der Luftdruck erreicht seinen normalen Wert und geht ganz am Heck schliesslich wieder über in einen allmählich anwachsenden geringen Überdruck.

Eine anschauliche Darstellung dieser Druckverteilung bei

b/i

-p

Abb. 16.

zwei sehr brauchbaren Tragkörpermodellen geben die, den Abhandlungen von Prof. Prandtl und Dipl.-Ing. I uhrmann entnommenen Abbildungen 16 und 17. Die Versuche wurden durchgeführt an einer Reihe von Modellen von 1 m Länge und bei ca. 10 m Luftgeschwindigkeit.

ł) Prandtl, Luftwiderstand, Zeitschrift für Flugtechnik und Motorluftschiffahrt 1910, S. 75.

Ferner Fuhrmann, Widerstands- und Druckmessungen an Ballonmodellen, i. d. Mitteilungen aus der Göttinger Modellversuchsanstalt, Zeitschrift für Flugtechnik und Motorluftschiffalirt 1911, Heft 13.

94

Der Ausgleich des am Bug sich bemerkbar machenden erhöhten Luftdruckes erstreckt sich nahezu über die ganze Länge des Tragkörpers und bedingt im Verein mit der, durch den zunächst zunehmenden Durchmesser des Tragkörpers sich einstellenden Verengerung des Strömungsquerschnittes eine Beschleunigung der Luftmassen um den Tragkörper herum. Die Grösse der auftretenden Druckunterschiede und der Verlauf

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Al /V

Abb. 17.

ihres Ausgleiches ist daher, abgesehen von der Grösse des verdrängenden Tragkörpers selbst und der Zähigkeit und Dichte der Luft, abhängig von der Form des Tragkörpers. Man bezeichnet den hervorgerufenen Verdrängungswiderstand daher auch oft als Formwiderstand oder mit Rücksicht auf die Hauptursache seines Entstehens kurzweg als Wirbel widerstand und denkt sich den Fahrwiderstand des Tragkörpers sowohl wie den des ganzen Luftschiffes zusammengesetzt aus Wirbel- und Reibungswiderständen x). Von diesen beiden Widerstandsarten lässt sich insbesondere der Wirbelwiderstand durch die Wahl einer geeigneten Tragkörperform sehr vermindern, während der Reibungswiderstand seinem grössten Teile nach unvermeidlich ist.

Zur Erklärung dieser beiden Widerstandsarten dient das durch einwandfreie Versuche nachgewiesene Auftreten einer den

q Prandtl, „Luftwiderstand“, in der Zeitschrift für Flugtechnik und Motorluftschiffahrt, 1910, Heft 6. u. 7.

Körper berührenden und ihm anhaftenden dünnen Luftschicht, die sich nur wenig oder gar nicht der Körperoberfläche gegenüber verschiebt. Infolge dieser sogenannten Grenzschicht beruht der, als Oberflächenreibung bezeichnete Widerstandsantei auf den, zwischen den strömenden Luftmassen und der Grenzschicht auftretenden inneren Reibungsvorgängen, die ihrerseits abhängig sind von der Geschwindigkeit, mit der die Verschiebungen zwischen Grenzschicht und strömender Luft vor sich gehen und von dem Zähigkeitsgrad und der Dichte der Luft.

Die zwischen der Grenzschicht und den über sie hinwegströmenden Luftschichten auftretenden Geschwindigkeitsunterschiede rufen drehende und wirbelnde Bewegungen in diesen Luftmassen hervor, die sich umso stärker ausbilden, je grösser die Geschwindigkeits- und Dichtigkeitsunterschiede in der umgebenden Luft sind. Eine derartige Wirbelbildung tritt daher in starkem Masse auf hinter Erhöhungen und Vorsprüngen des Tragkörpers, sowie auch hinter den übrigen Konstruktionsteilen der Prall-Luftschiffe. Die am Tragkörper auftretende Wirbelbewegung macht sich geltend hinter dem Hauptquerschnitt und erstreckt sich von hier bis zur Heckzuspitzung, abhängig in ihrer Grösse von der Geschwindigkeit der Bewegung und dem Verjüngungsgrad des Tragkörpers.

Diese, den Form widerstand verursachende Wirbelbewegung bedingt einen Arbeitsaufwand, der umso grösser wird, je grösser das Wirbelgebiet und die darin herrschende Turbulenz der Bewegung und umso stärker die durch Wirbelablösung nach rückwärts sich erstreckende, von unruhigen Wirbelgebilden durchsetzte Schleppe ist.

Zur Erläuterung der mechanischen Bewegungsvorgänge bei der soeben besprochenen Widerstandsbildung in der am Tragkörper vorbeiziehenden Luft, dürfte die Heranziehung der in der Hydrodynamik experimentell ermittelten Strömungsverhältnisse geeignet sein l). In den Abbildungen 18 und 19 sind die dem ausgezeichneten Werke Ahlborns entnommenen Strömungs-

9 „Mechanismus des hydrodynamischen Widerstandes“, von Dr. Fr. Ahlhorn. Hamburg 1902.

bilder torpedoartig profilierter und in ihrer Gestalt an den Längsschnitt etwa des Renard’schen Luftschiffes erinnernden Körper wiedergegeben, die mit geringen Geschwindigkeiten durch still stehendes Wasser gezogen wurden.

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Abb. 18.

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Abb. 19.

Die bei dem Versuch I am Heckteil des betreffenden Körpers auftretende Saug- und Wirbelbildung macht sich bei der geringen Versuchsgeschwindigkeit nur sehr wenig geltend. Bei der doppelten Geschwindigkeit jedoch, Versuch II, wird sie rasch stärker und dehnt sich dabei nach vorn aus, um an den Seiten

anzuwachsen zu starken Wirbelgebilden, während das von den Wirbelzonen des mittleren Teils abfliessende Wasser sich rasch zusammenschliesst und ganz hinten, wie auch die Druckdarstellungen der Abbildungen 16 und 17 beweisen, durch diesen Zusammenschluss sogar einen kleinen Überdruck erzeugt. An das Entstehen dieses Heckdruckes knüpft sich die Rückgabe eines, wenn auch nur kleinen Teils der zur Überwindung des Yerdrängungswiderstandes seitens des Tragkörpers aufgewandten Arbeit an diesen.

Von einer nennenswerten, sich etwa durch die grösseren Abstände zwischen den Strömungslinien anzeigenden Druckerhöhung in der Kopfgegend ist auf den Bildern kaum etwas zu sehen. Zur Erzeugung der hierzu nötigen Stauung waren die Versuchsgeschwindigkeiten zu gering.

Ähnlich wie die in diesen Versuchen zutage tretenden Verhältnisse, spielen sich im wesentlichen auch die Bewegungsvorgänge ab in der den Tragkörper und die übrigen Konstruktionsteile während der Fahrt umströmenden Luft. Naturgemäss werden die in der Luft sich ausbildenden Strömungs- und Wirbelbewegungen, bei den entsprechenden Geschwindigkeiten und in der elastischen und leichtbeweglichen Luft einen wesentlich anderen Verlauf nehmen, als dies im Wasser der Fall sein kann¹). Die deutlich erkennbaren, stabilen Seitenwirbel hat man sich aufgelöst zu denken in eine Menge ziemlich wirr durcheinander kräuselnder und verhältnismässig rasch sich zerteilender und auflösender kleiner und kleinster Teilwirbel und Strömungen, welche den an seinen Aussenseiten allmählich in stetig fliessende Luft übergehenden Saugraum durchsetzen.

In den Abbildungen 20 und 21 sind die Strömungslinien der Luft und die qualitative Druckverteilung um einen in der Pfeilrichtung vorwärts bewegten Tragkörper in angenäherter Darstellung wiedergegeben.

Die abgestumpfte Spitze lenkt die anströmenden Luftmassen ab unter Verlangsamung der Strömungsgeschwindigkeit. Die bei dieser Verzögerung der Bewegung der anströmenden Luftteilchen

9 Vergl. die Strömungsbilder Riabouchinskys in Bulletin de l’In-stitute Aérodynamique de Koutcbino, Fase. III, Moscou 1909.

Ba sena ch, Prall-Luftschiffe. I.

und bei ihrer Ablenkung aus der ursprünglichen Strömungsrichtung (Centrifugalkräfte) auftretende kinetische Energie be-

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Abb. 20.

dingt den bereits besprochenen Überdruck an der Spitze des Tragkörpers und verursacht vorher schon eine erhöhte innere

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Abb. 21.

Reibung zwischen den Massenteilchen der anströmenden Luft. Diese Vorgänge bedingen einen bogenförmigen Übergang der Luftteilchen aus ihrer ursprünglichen in die durch das Kopfende des Tragkörpers vorgezeichnete Bewegungsrichtung und damit die Aufwölbung eines Stauhügels vor der Spitze des Tragkörpers. Dieser Stauhügel legt sich in der in den Abbildungen bezeich-neten Weise um die Spitze und besteht im Innern aus einem verhältnismässig stagnierenden, an seinen Aussenteilen jedoch von der unregelmässigen, hin- und herschwingenden Bewegung kleinster Wirbel und Ströme durchsetzten und unter Überdruck stehenden Luftraum¹).

Der in diesem Stau herrschende Überdruck erreicht an der Grundfläche desselben, in unmittelbarer Nähe der Tragkörperspitze seinen höchsten Wert und wird nach hinten zu in raschem Abfall immer kleiner, um schon in beträchtlicher Entfernung vor dem Hauptquerschnitt überzugehen in einen negativen Druck. Hinter dem Hauptquerschnitt nimmt dieser Saug mehr und mehr an Grösse ab und überschreitet vor dem Heck bereits wieder den Nullwert, um am Heck schliesslich wieder einem geringen Überdruck zu weichen. In der Abbildung 21 ist diese Druckverteilung kenntlich gemacht durch eine punktiert eingezeichnete Drucklinie. Die positiven Drucke sind von der Profillinie des Tragkörpers aus in wagerechter Richtung nach innen, die negativen Drucke in senkrechter Richtung nach aussen abgetragen. Auf diese Weise entstehen die Druckfelder o pa o und op'w o und die Saugfelder opso die, wenn auch nur sehr schwach an einer Formänderung des Tragkörpers in den bezeichneten Richtungen arbeiten.

In den von dem Spitzenstau nach dem Hauptquerschnitt zu abfliessenden Luftmassen wächst infolge einer teilweisen Umsetzung der aufgespeicherten kinetischen Energie in Strömungsgeschwindigkeit die Luftgeschwindigkeit, während die dem Tragkörper benachbarten Schichten infolge der Oberflächenreibung den entfernteren Luftschichten gegenüber eine starke Geschwindigkeitseinbusse erleiden. Hierdurch wird eine drehende Bewegung eingeleitet, die infolge der hinter dem Hauptquerschnitt hinzu-

a) Vergl. hiezu auch: „Der Luftwiderstand auf Grund der neuesten Versuche“, v. Prof. W. Schule in der Zeitschrift des Vereins dentscher Ingenieure, Ld. 54, S. 94.

tretenden weiteren Verzögerung der in Tragkörpernähe befindlichen Luftschichten zu Wirbelbildungen führt.

In der Abbildung 22 ist der Versuch gemacht worden, die Ausbildung der oben besprochenen Stauerscheinung vor dem Bug, sowie die hinter dem Hauptquerschnitt eintretende Wirbelbildung zeichnerisch zu veranschaulichen. Die Luftteilchen, in der Darstellung zusammengereihter Kreise, umströmen den Tragkörper auf ihren als Stromfäden in der Literatur bekannten Bahnen.

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Abb. 22.

Die bis jetzt in der Literatur über diesen Gegenstand versuchte mathematische Behandlung der besprochenen Bewegungsvorgänge geht in der Hauptsache darauf aus, die Anteile dieser Bewegungsvorgänge an der Bildung des Form-, sowie des Reibungswiderstandes voneinander zu sondern und so der Grösse nach zu ermitteln, um hieraus die günstigsten Formen für die Tragkörper abzuleiten. So versuchte der Franzose Dupr é z. B. auf Grund der Nav iersehen Formel die theoretische Trennung des Formwiderstandes in einen Druck- und einen Saugwiderstand, ohne jedoch zu praktisch brauchbaren Resultaten zu gelangen. Eine derartige rein theoretische Behandlungsweise des vorliegenden Problems ist natürlich schwer durchführbar und praktisch von geringem Nutzen, da die Widerstandsursache des Formwiderstandes sowohl wie auch die des Reibungswiderstandes bis zu einem gewissen Grade die gleiche ist und hervorgeht aus den inneren Reibungsvorgängen in den beteiligten Luft-massen.

Man ist daher auch hier wieder in hohem Masse angewiesen auf die Ergebnisse der experimentellen Widerstandsbestimmung an Modellen und auf die Erfahrungen, die der Betrieb selbst mit sich bringt¹).

b „Die Bedeutung von Modellversuchen für die Luftschiffahrt und Flugtechnik und die Einrichtung für solche Versuche in Göttingen“, von Prof. Prandtl, Zeitschrift des Vereins deutscher Ingenieure, 1909, S. 1711.

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E. Bienek, Ingenieur, Metz-Sablon

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Verlag von FRANZ BENJAMIN AUFFARTH

¹

) Eine gute Darlegung der hinsichtlich des Luftwiderstandes in Betracht kommenden Verhältnisse giebt das leichtverständlich und klar geschriebene Buch „Einführung in die Aeronautik“ von Dipl.-Ing. A. Lipp-mann, Teil I., S. 171—196, Veit & Co. Leipzig 1911.

Fernerhin empfiehlt sich für den Ingenieur das Studium dieser Vorgänge in dem ausgezeichneten Werke „Aerodynamies“ von F. W. Lanche st er, Constable a. Cy., London 1909.

in Frankfurt a. M.

Soeben erschien:

Denkschrift

über den Ersten deutschen Zuverlässigkeitsflug am Oberrhein 1911.

Veranstaltet von der

Südwestgruppe des Deutschen Luftfahrer -Verbandes.

Mit Abbildung en im Text und einerKarte --in Farbendruck.--

Preis Mk. 4.—.

INHALT.

Vorgeschichte und Personalien.

Verlauf des Fluges und die Teilnehmer. Die Ausschreibung und die gemachten Erfahrungen.

Die Organisation.

Lokal-Ausschüsse.

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Ihre Bauart und Eigenschaften

===== nach dem Stande vom März 1912. z==

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Oberleutnant Paul Neumann-Berlin.

Umfang ca. 200 Seiten, Lexikon-Format, mit ca. 200 Abbildungen im Text und auf Tafeln.

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ft Gerhard Stalling, Verlagsbuchhandlung /j

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