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XII. Über die Aufstiegsverhältnisse von Wasserflugzeugen und Flugbooten.

Vorgetragen von K. Schaff ran-Berlin.

Die Ereignisse des Krieges haben die großen Erwartungen, welche man beim Heere schon seit längerer Zeit auf die Verwendung von Flugzeugen für militärische Zwecke gesetzt hatte, voll bestätigt und damit den Beweis für die Daseinsberechtigung dieser Apparate als sogenannte fünfte Waffe erbracht. Die schnelle Vervollkommnung der Landflugzeuge in den letzten Jahren hatte aber auch den Gedanken aufkommen lassen, ähnliche Apparate im Dienste der Kriegsmarine als Angriffsund Verteidigungsmittel, wie besonders für Aufklärungszwecke heranzuziehen. Während nun der Aufstieg von Landflugzeugen bei Wahl geeigneter Plätze verhältnismäßig einfach auszuführen war, stellten sich demselben bei Marineflugzeugen nicht unerhebliche Schwierigkeiten entgegen. Man versuchte anfangs das Problem des Aufstieges in der Weise zu lösen, daß man gewöhnliche, mit Fahrgestellen versehene Landflugzeugapparate an Bord mitnahm und sie von einer, auf der Back der Schiffe besonders zu diesem Zweck angeordneten, genügend langen und breiten Plattform abfahren ließ. Die Nachteile, welche diesem Verfahren anhafteten bestanden vor allem in der Abhängigkeit der Flugzeuge von ihren sogenannten Mutterschiffen und in der Schwierigkeit, nach ausgeführtem Fluge in ähnlicher Weise wieder auf diese Fahrzeuge niederzugehen. Befand sich das Flugzeug gar in großer Entfernung von seinem Schiffe oder der Küste, so gab es im Falle des Versagens des Motors überhaupt keine Möglichkeit, den Apparat in Sicherheit zu bringen. Um dies dennoch zu erreichen, ordnete man im nächsten Stadium der Entwicklung, außer dem mit den Ablaufrädern versehenen Fahrgestell, bootsähnliche Schwimmer an, durch welche sich der Apparat nach einem freiwilligen oder unfreiwilligen Niedergehen auf demMeere nicht nur längere Zeit schwimmend erhalten, sondern auch mit Hilfe des Propellers in diesem Zustande noch auf der Wasseroberfläche mit ziemlich großer Geschwindigkeit vorwärts bewegen konnte. Dabei fand

20

Jahrbuch 1916

die Abfahrt nach wie vor immer noch allein von Bord der Schiffe aus statt, zu denen die Apparate nach dem Niedergang auf dem Wasser erst wieder zurückkehren mußten. Bei dieser Bauausführung der Wasserflugzeuge, nämlich gleichzeitiger Ausrüstung mit Fahrgestell und Schwimmern, auf welche einige Marinen längere Zeit großen Wert zu legen schienen, wurden die Apparate recht schwer und verloren, besonders infolge des großen Gewichts, viel von den wertvollen Eigenschaften, die für sie zum eigentlichen Fliegen erforderlich waren. Eine gewisse Vervollkommnung erzielte man bei diesen Typen dadurch, daß man den Schwimmern eine dem Gleitboot ähnliche Form gab, um beim Anfahren durch Hinausgleiten der Schwimmer aus dem Wasser bei günstigen Wind- und Seegangsverhältnissen auch einen Aufstieg des Flugzeuges direkt vom Wasser aus zu ermöglichen. Dabei zeigte sich allerdings, daß dies in den meisten Fällen so gut wie ausgeschlossen war, wenn die Laufräder, die wegen des Abfahrens von Bord aus und wegen des Niedergehens an Land unterhalb der Schwimmkufen angebracht werden mußten, in der Periode vor dem eigentlichen Aufstieg in das Wasser eintauchten. Der zusätzliche Widerstand der Räder war nämlich so bedeutend, daß das Flugzeug bei der Fahrt auf dem Wasser gar nicht diejenige Geschwindigkeit erreichen konnte, welche für die Tragdeckflächen erforderlich war, um die für das Abheben des Apparates vom Wasser nötige Auftriebskraft zu erlangen. Man suchte diesem Übelstande nun durch wegklappbare Fahrräder abzuhelfen, die bei der Anfahrt auf dem Wasser nicht mehr eintauchten, sondern nur in dem Falle des Abfahrens von Bord oder des Niedergehens an Land unter die Schwimmer gestellt zu werden brauchten. Diese Art der Ausführung brachte, abgesehen von der großen Kompliziertheit und der damit verbundenen Betriebsunsicherheit, den Nachteil einer weiteren Gewichtsvermehrung mit sich, so daß hierdurch das Problem des Auf- und Abstieges noch nicht in einwandsfreier Weise gelöst erschien. Erst nach richtiger Durchbildung und Formgebung der Schwimmer, besonders auf gute Gleiteigenschaften hin, erhielt man ein geeignetes Flugzeug, welches imstande war, selbst unter schwierigen Wetterverhältnissen sowohl vom Wasser aufzusteigen, als auch mit Sicherheit auf dasselbe niederzugehen. Hierdurch war für die Wasserflugzeuge die eigentliche Basis ihrer Verwendungsmöglichkeit gegeben.

A. Schwimmeranordnungen.

Bevor nun auf den eigentlichen Gegenstand dieses Vortrages, d. h. die Untersuchung über die zweckmäßigste Form von Schwimmern für Wasserflugzeuge und Flugboote zur Erzielung günstigster Aufstiegsverhältnisse vom Wasser näher

eingegangen werden soll, mögen in Folgendem zunächst die Schwimmeranordnungen, welche im Laufe der Entwicklung bei Wasserflugzeugen gewählt worden sind,

Schematische Darstellung der Schwimmeranordnungen bei Wasserflugzeugen.

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Abb. 1.

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Abb. 2.

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Abb. 3.

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einer kurzen Betrachtung unterworfen werden. Wie bereits erwähnt, haben die Schwimmer in erster Linie den Zweck, das Flugzeug in seiner Ruhelage auf dem Wasser schwimmfähig zu erhalten. Hierfür ist, abgesehen von dem erforderlichen Deplacement und Reservedeplacement, vor allem ein genügendes Maß an Quer-

Schematische Darstellung der Schwimmeranordnungen bei Wasserflugzeugen.

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Abb. 4.

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Abb. 5. Flugboot.

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und Längsstabilität erforderlich. Die nötige Querstabilität läßt sich auf drei verschiedene Arten erreichen:

1.    durch ein symmetrisch zu der Längsachse des Flugzeuges angeordnetes Schwimmerpaar,

2.    durch einen zentralen Einzelschwimmer mit seitlichen kleinen Stützschwimmern unter den Tragdecks,

3.    durch einen Einzelschwimmer von genügender Breite, das sogenannte Flugboot.

Vertreter dieser verschiedenen Typen sind in den Abbildungen 1 —5 zunächst rein schematisch zur Darstellung gebracht. Abb. 1 zeigt die Anordnung mit zwei seitlich angebrachten Hauptschwimmern und hinterem unter dem Schwanz des Rumpfes angeordnetem kleinen Hilfs- oder Stützschwimmer. Die dargestellte Lage des Flugzeuges zur Wasseroberfläche ist hierbei diejenige, welche in der Periode der Anfahrt vor dem Aufstiege in Frage kommt. Die Ausführung Abb. 2 unterscheidet sich von der ersteren nur dadurch, daß das Haupt-schwimmerpaar von kleineren Dimensionen ist und der hinten angeordnete Stütz-schwimmer die gleichen Abmessungen aufweist, wie die vorderen beiden. Das Flugzeug Abb. 3 stellt dieselbe Anordnung, aber im umgekehrten Sinne zur Fahrtrichtung mit vorne angebrachtem, gleichgroßem Stützschwimmer dar. Hierbei befindet sich der Motor und die Propelleranlage im Gegensatz zu fast allen übrigen dargestellten Flugzeugen am hinteren Ende. Bei der Ausführung Abb. 4 wird die erforderliche Querstabilität schon der Hauptsache nach durch den zentral angeordneten Mittelschwimmer erreicht. Die unter den Tragdecks seitlich angebrachten kleinen Stüt zschwimmer dienen nur zur Erzielung einer genügenden Reservequerstabilität, während der ebenfalls in kleinen Dimensionen gehaltene Schwanzschwimmer zur Erreichung der nötigen Längsstabilität erforderlich ist. Die Anordnung Abb. 5 zeigt schon den Übergang zum eigentlichen Flugboot. Der Schwanzschwimmer ist hierbei in Fortfall gekommen, weil der Mittelschwimmer an sich genügende Längsstabilität aufweist. Dagegen sind zur Erzielung ausreichender Querstabilität noch seitlich unter den Tragdecks angeordnete Stützschwimmer beibehalten worden. Hat der Mittelschwimmer außer genügender Länge auch genügende Breite, um für sich allein ausreichend querstabil zu sein, so können die seitlichen Stützschwimmer ebenfalls entbehrt werden.

Die Abbildungen 6—14 zeigen eine Reihe von ausgeführten Wasserflugzeugen, die zum größten Teil nur noch historischen Wert haben, aber gerade aus diesem Grunde zur Kennzeichnung der Entwicklung angeführt werden mögen. Die Darstellung ist ebenfalls eine rein schematische, unter besonderer Berücksichtigung

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Abb. 6.

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Abb. 8.

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Abb. 13.

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Abb 14.

der Schwimmeranordnungen und Schwimmerformen. Bei dem Flugboot „Rep“, Abb. 6, hat der zentrale Mittelschwimmer wie auch der hintere kleinere Stütz-schwimmer linsenförmigen Querschnitt. Unter dem ersteren ist das oben bereits erwähnte Fahrgestell angebracht, welches dazu dient, auch einen Aufstieg von Bord der Schiffe oder von Land aus zu ermöglichen. Der ,,G u r t i ß“-Apparat, Abb. 7, hat einen prahmförmigen, zentralen Mittelschwimmer von genügender Länge, um die nötige Längsstabilität zu erzielen, und ferner zur Erreichung genügender Querstabilität unter den Tragdecks noch kleine Stützschwimmer. Das Flugzeug „Donnet-Leveque“ Abb. 8 weist einen langen bootsähnlichen Mittelschwimmer mit Stufe auf. Da derselbe aber ebenfalls nicht breit genug ist, um für sich allein querstabil zu sein, so sind auch in diesem Falle unter den Tragdecks noch seitliche Stützschwimmer erforderlich. Die in Abb. 9 und 10 dargestellten Flugzeuge von „Short“ zeigen ähnliche Anordnungen aber mit anderen Schwim merformen. Der „Caudron“-Apparat Abb. 11 weist vorne ein Schwimmerpaar von kreissegmentförmigem Querschnitt und hinten einen Stützschwimmer von gleicher Größe und Gestalt auf. Ähnliche Anordnungen wie die letzteren zeigen die Flugzeuge Abb. 12, 13 und 14 von „Farman“ und „Guidoni“ mit Variationen in den Schwimmerformen.

B. Bedingungen für den Aufstieg von Wasserflugzeugen.

Wie in der Einleitung zu diesem Vortrag bereits erwähnt worden ist, kann man ein modernes Wasserflugzeug in seiner vollkommenen Bauausführung als einen Apparat definieren, der nicht nur imstande ist, auf der Wasseroberfläche zu fahren und in der Luft zu fliegen, sondern auch mit eigener motorischer Kraft von dem einen Element zum anderen leicht und sicher überzugehen. Da gerade die zuletzt angeführte Eigenschaft für die Verwendungsmöglichkeit von Wasserflugzeugen im Dienste der Kriegsma rine von ausschlaggebender Bedeutung war, so mögen in Folgendem zunächst die allgemeinen Bedingungen erörtert werden, welche für den Aufstieg in Frage kommen.

1. Auftriebskräfte und Front widerstände.

Die Tragdecks eines Flugzeugs erzeugen bei bestimmter günstigster Anstellung zur Fahrtrichtung eine annähernd mit dem Quadrat der Geschwindigkeit zunehmende Auftriebskraft, deren Verlauf durch die Kurve a in Abb. 15 für ein Flugzeug von 1100 kg Gewicht und 90 km/std Maximalgeschwindigkeit zur Darstellung gebracht worden ist. Da nun bei freiem horizontalen Flug in der Luft der Auftrieb gleich dem Gesamtgewicht des Apparates sein muß, so ist die Geschwindigkeit, auf welche das Flugzeug im vorliegenden Falle bei der Fahrt

unter diesem bestimmten günstigsten Anstellwinkel gebracht werden muß, durch den Schnittpunkt A der Kurve a mit der horizontalen, das Gesamtgewicht des Apparates darstellenden Geraden b gegeben. Die Tragdecks sind aber auch, wie später gezeigt werden soll, imstande, dasselbe Gewicht von 1100 kg bei geringeren und höheren Geschwindigkeiten mit größerem bzw. kleinerem Anstellwinkel zu tragen, wobei jedoch in diesen beiden Fällen der auftretende Luftwiderstand größer sein wird, als bei der Fahrt unter günstigster Anstellung. Bei der Anfahrt eines Wasserflugzeuges dürfte es oft darauf ankommen, die Schwimmer mög liehst bald vom Wasser frei zu bekommen. Macht man die nicht ganz zutreffende Annahme, daß die Luftfrontwiderstände des Flugzeuges während der Periode der Anfahrt bis zum Aufstieg vom Wasser ebenfalls gesetzmäßig mit dem Quadrat der Geschwindigkeit zunehmen, so erhält man nach versuchstechnischer Diagramm der Auftriebskräfte der Tragdecks.

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Abb. 15.

Ermittlung der horizontalen Wasserwiderstände der Schwimmer eine Gesamtwiderstandskurve d, die für das in Betracht gezogene Flugzeug in Abb. 16 dargestellt worden ist. Wie daraus zu ersehen, nehmen die horizontalen Wasserwiderstände der Schwimmer anfangs schnell zu, erreichen bei einer gewissen, sogenannten kritischen Geschwindigkeit ihr Maximum und fallen dann auf den Wert gleich Null bei der Geschwindigkeit von 65 km/std herab, wo das Flugzeug sich vom Wasser abhebt. Die Propellerschubkraft erfährt mit Erhöhung der Fahrtgeschwindigkeit, wie später näher ausgeführt werden soll, eine Verringerung in der durch die Kurve f dargestellten Weise, muß aber bei der maximalen Geschwindigkeit von 90 km/std noch dazu ausreichen, den Frontwiderstand des Flugzeuges in der Luft zu überwinden. Ist jedoch im Bereich der kritischen Geschwindig-

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20

80

keit der Gesamtluft- und Wasserwiderstand größer als die Propellerschubkraft, so wird das Flugzeug nicht imstande sein, das Wasser zu verlassen. Erst wenn durch günstige Formgebung der Schwimmer ein Verlauf der horizontalen Wasser-widerständejiach Maßgabe der punktierten Kurve erzielt werden kann, wird auch bei der kritischen Geschwindigkeit die Propellerschubkraft dazu genügen, die Gesamtwiderstände zu überwinden und das Flugzeug nach einem Aufstieg vom Wasser auf die Maximalgeschwindigkeit von 90 km/std zu bringen.

Diagramm der Front-Widerstände.

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Geschwindigkeit in km/St

Abb. 16.

2. Gleichgewichtsbedingungen bei freiem Flug in der Luft und während der Anfahrt, a) Kräftespiel an einem Wasserflugzeuge bei freiem Fluge in der Luft.

In Abb. 17 bezeichnen:

T die Haupttragflächen;

das Boot bzw. die Schwimmer; t das hintere Höhensteuer;

G Systemsclrwerpunkt des ganzen Flugzeuges inkl. Boot;

W das Gesamtgewicht desselben;

die Reaktionskraft der Haupttragflächen der Größe und Richtung nach im Punkte P;

A, die vertikale

die horizontale /

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Ah

Komponente derselben;

S die Propellerschubkraft;

Fb den Frontluftwiderstand des Bootes;

A/ die vertikale Komponente der Reaktion des Höhensteuers.

Annahme: die Tragflächen T haben günstigsten Anstellwinkel, der Angriffspunkt P der Reaktionskraft A liege senkrecht über G und der Gesamtfront widerstand F = Ah -f- Fi, in gleicher Höhe mit der Propellerschubkraft S, so müssen in der Gleichgewichtslage die algebraischen Summen sämtlicher horizontalen und vertikalen Kräfte sowie die der Drehmomente gleich Null sein:

Av — W = 0;

S —F = S —(Ah +Fb) = 0.

Kräftespiel an einem Wasserflugzeug während des Aufstieges.

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Abb. 17.

Die Summe der Drehmomente würde ohne weiteres gleich Null sein, wenn die oben gemachte Annahme über die gegenseitige Lage von P und G, sowie die der Kräfte F und S zutrifft. Ist dies nicht der Fall, so muß durch Einstellung des Höhensteuers t eine vertikale Kraft A/ erzeugt werden, welche das erforderliche Drehmoment Av⁷. a für die Gleichgewichtslage hergibt. Mit der Erzeugung der Vertikalstützkraft A/ ist das Auftreten einer im selben Punkte angreifenden zusätzlichen Horizontal-Frontwiderstandskraft Aj/ verbunden, welche ebenfalls von der Propellerschubkraft S überwunden werden muß.

b) Kräftespiel an einem Wasserflugzeug während der Periode der

Anfahrt.

Es bezeichnen ferner:

Komponente derselben.

R Gesamtwasserreaktion auf das Boot (inkl. Auftrieb durch das Deplacement); Rv die vertikale j Rh die horizontale \

Annahme: R geht durch 0, den Schnittpunkt von S mit der Senkrechten durch P und G, hindurch, so muß in der Periode der Anfahrt die Horizontalkraft Rh ebenfalls von dem zusätzlichen Propellerschub überwunden w'erden, während die Vertikalkomponente R, die Tragkraft Av der Flügelflächen T unterstützen und ein weiteres senkrechtes Austauchen des Flugbootes aus dem Wasser zur Folge haben wird. Für die Gleichgewichtslage muß sein:

A, + R — W - 0;

S — (F -bR'i!) ⁼ 0.

Geht R nicht durch O hindurch, so muß auch hier das auf tretende Kippmoment durch ein entgegengesetzt gerichtetes, von dem Höhensteuer t zu erzeugendes Stützmoment A/Ga überwunden werden. Es dürfte erstrebenswert sein, die Anordnung bzw. Anstellung des Bootes derart zu treffen , daß bei möglichst kleinem Rh und großem Rv die Gesamtreaktionskraft des Bootes entweder gar kein oder doch nur ein geringes Kippmoment hervorruft, da sonst die Erzeugung der erforderlichen Stützkraft Av" stets mit einem zusätzlichen Frontwiderstande Aj/' verbunden sein wird, welcher die Fahrtgeschwindigkeit des Flugzeuges herabmindert.

Gegenstand der Modellversuche müßte demnach sein:

Ermittlung der auf das Boot bei seiner Anfahrt wirkenden Gesamtreaktions-kraft R des Wassers der Größe und Lage nach und Feststellung des zweckmäßigsten Anstellwinkels des Schwimmers zur Erreichung möglichst geringen Wasserfrontwiderstandes Rh bei großer Auftriebskraft Rv.

In Folgendem mögen zunächst die letzteren Verhältnisse unter Erörterung von Versuchsergebnissen behandelt werden, welche in der Versuchsanstalt zu Teddington mit rechteckigen ebenen Platten ermittelt worden sind.

C. Auftriebsverhältnisse rechteckiger ebener Platten.

Unter dem Auftriebsverhältnis ist die Beziehung zwischen den vertikalen Auftriebskräften A zu den zugehörigen horizontalen Frontwiderständen W zu verstehen, welche beliebig gestaltete Körper oder Flächen beim Schleppen unter einem bestimmten Anstellwinkel zur Bewegungsrichtung erfahren. Die erwähnten ebenen rechteckigen Platten hatten bei gleicher Breite B verschiedene Eintauchlängen L, letztere von ihrer Unterkante bis zur Wasserlinie gerechnet, und wurden bei kleinen Neigungen von 0 bis 12° zur Fahrtrichtung unter gleichzeitiger Feststellung der vertikalen und horizontalen Komponente der Wasserreaktion untersucht. Die Resultate sind in den Diagrammen Abb. 18 in Form der Auftriebsverhältnisse A/W- für verschiedene L/B = Längen/Breitenverhältnisse als Funktion der Anstellwinkel und in Abb. 19 für verschiedene Anstellwinkel abhängig vom L/B - Verhältnis, aufgetragen. Wie daiaus zu ersehen, ist das jedesmalige Auftriebsverhältnis durchweg um so günstiger, je kleiner das

Auftriebsverhältnisse A/W ebener, rechteckiger Flächen von verschiedenen L/B-Verhältnissen als Funktion des Anstellwinkels.

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Anstellwinkel in Grad

A = Vertikale Auftriebskraft.

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L/B = Längen und Breiten (Tiefgangs) - Verhältnis. L rr Eingetauchte Länge der Platte.

B — Breite der Platte.

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Abb. 18.

L/B-Verhältnis war, woraus man die Schlußfolgerung ziehen könnte, daß besonders breite Schwimmer und Flugboote bei verhältnismäßig kleinem Frontwiderstand einen großen Auftrieb erzeugen müßten. Diese Tatsache scheint auch in Wirklichkeit bis zu einer gewissen Grenze nach den in dieses Gebiet fallenden Untersuchungen von Linton Hope über die Widerstandsverhältnisse ausgeführter Gleitboote seine Bestätigung gefunden zu haben. (Vgl. hierzu Schiffbau 1915, Nr. 17, S. 463: „Der Einfluß der Breite auf die Geschwindigkeiten von Gleitbooten“.)

Es ist hierbei jedoch in Betracht zu ziehen, daß bei der Beurteilung der günstigsten Dimensionierung von Schwimmern und Flugbooten die Verhältnisse insofern anders als bei Gleitbooten liegen werden, als man von den ersteren nicht nur verlangen muß, daß sie nach Erreichung der Gleitgeschwindigkeit ein günstiges Auftriebsverhältnis haben, sondern daß sie auch während der ganzen Periode der nur wenige Sekunden dauernden Anfahrt, d. h. unter anderem also bei den niederen Geschwindigkeiten möglichst geringe Frontwiderstände aufweisen, um überhaupt schnell und mit kleiner motorischen Kraft auf Gleitgeschwindigkeit zu kommen. Da aber

Auftriebsverhältnisse ebener, rechteckiger Flächen bei verschiedenen Anstellwinkeln

als Funktion der L/B- Längen und Breiten (Tiefgang) - Verhältnisse.

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A Vertikale Auftriebskraft.

W = Horizontale Widerstandskraft.

L/B — Längen und Breiten (Eintauchungs) - Verhältnis. L = Eingetauchte Länge der Platte.

B rr Breite der Platte.

Abb. 19.

nach Versuchen mit Gleitbooten verschiedener L/B-Verhältnisse zu urteilen, gerade die breiten Boote, welche bei maximaler Geschwindigkeit die besten Widerstandsverhältnisse aufwiesen, bei geringen Geschwindigkeiten besonders große Maschinenstärke erforderten, so wird man genötigt sein, bei Schwimmern und Flugbooten einen Kompromiß zwischen den beiden oben gekennzeichneten, auseinander strebenden Anforderungen zu schließen. Wie die Diagramme der Abb. 18 ferner zeigen, nehmen bei allen L/B-Verhältnissen die Auftriebsverhältnisse mit Vergrößerung des Anstellwinkels zunächst durchweg rasch zu, erreichen bei ungefähr 4° ihr Maximum und fallen dann wieder verhältnismäßig langsam ab, woraus man im übertragenen Sinne für die mit mehr oder weniger eben gestalteten Boden-‘ flächen versehenen Schwimmer den weiteren Schluß ziehen könnte, daß auch diese unter einer ganz bestimmten Anstellung zur Fahrtrichtung die günstigsten Verhältnisse auf weisen werden, was durch die Ergebnisse der in Folgendem erörterten Modellversuche auch bestätigt wird. Die Kenntnis dieses bestimmten günstigsten Anstellwinkels dürfte daher für den Konstrukteur eines Wasserflugzeuges von einiger Bedeutung sein, um danach sowohl die richtige relative Lage der Propellerachse wie die der Tragclecks zu den Schwimmern zwecks Erzielung möglichst vorteilhafter Antriebs- und Auftriebsverhältnisse festlegen zu können, des versuchstechnisch zu ermittelnden günstigsten Anstellwinkels eines Schwimmers kann jedoch der Fall eintreten, daß dieser sich nur unter Aufwendung eines verhältnismäßig großen, in der Praxis allein von dem Höhensteuer zu liefernden Stützmomentes einhalfcen läßt, wodurch zusätzliche schädliche Frontwiderstände mit in Kauf zu nehmen sind, die einen Teil der zur Verfügung stehenden Propellerschubkraft auf zehren und die Fahrtgeschwindigkeit des Flugzeuges herabmindern werden. Wenn nun auch die Kippmomente der Wasserreaktion bei richtiger Kenntnis der vorliegenden Verhältnisse durch zweckmäßige Anordnung der Schwimmer zum Systemschwerpunkte und zur Propellerschubkraft bis zu einem gewissen Grade verringert werden können, so wird zur Beurteilung einer günstigen Schwimmerform eben aus diesem Grunde neben den horizontalen Frontwiderständen die Größe und Lage der die Kippmomente erzeugenden Gesamtwasserreaktion nicht außer Betracht zu lassen sein. In Folgendem möge daher auf die Art der versuchstechnischen Ermittelung dieser Werte näher eingegangen werden.

Bei Wahl

D. Einrichtung zur Untersuchung für Flugzeugschwimmer und Flugbootmodelle.

Das Modell, welches vorher so ausbalanciert ist, daß sein Systemschwerpunkt der Länge nach mit dem des ausgeführten Flugzeuges zusammenfällt, wird, wie aus der schematischen Darstellung der Abb. 20 zu ersehen, zunächst außerhalb des Wasserspiegels W—W frei in der Luft in den beiden Drehpunkten A an den Stangen B aufgehängt. Jede dieser Stangen ist mit ihrem oberen Ende an einer Schnur befestigt, die, über eine feste Bolle D geführt, an ihrem anderen Ende ein Gewicht E trägt. Die Gewichte E sind zusammen gleich dem Gewicht des Schwimmers (Deplacement in Ruhe) und dem der Stangen B. Letztere werden

in den beiden Flaschen F möglichst reibungslos geführt und können sich in denselben in senkrechter Richtung frei bewegen. Die Flaschen F sind ihrerseits in den Lagern G drehbar, so daß sich also auch die Stangen B um diese in der Längsrichtung des Modells (Schlepprichfcung) drehen können.

Schematische Darstellung der Versuchseinrichtung für Flugzeugschwimm er-

und Flugboot-Modelle.

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Abb. 20.

Darauf wird'das Modell auf den an den Stangen B befestigten Schalen H mit dem der zu untersuchenden Fahrtgeschwindigkeit entsprechenden Belastungsgewicht R, gleichmäßig beschwert, so daß es in diesem Zustande wieder um einen gewissen Betrag in das Wasser eintaucht. Die Bestimmung des Gewichts dieser Belastung macht allerdings eine Annahme erforderlich, um den wirklichen, beim

ausgeführten Flugzeug vorliegenden Verhältnissen näher zu kommen. Beträgt z. B. das Gesamtgewicht des Flugzeuges W = 1100 kg, so werden unter der Voraussetzung, daß die Abflugsgeschwindigkeit bei V = 65km/std erreicht wird, die Tragdecks hierbei imstande sein, das freifliegende Flugzeug ohne Unterstützung der Schwimmer mit der erforderlichen Auftriebskraft Av = W zu tragen. Während der Periode der Anfahrt auf dem Wasser werden daher bei einer kleineren Geschwindigkeit v die Tragdecks bei gleichem Anstellwinkel nur eine vertikale Auftriebskraft Av = W ^ y) liefern, so daß die von den Schwimmern in diesem Zustande durch statische und dynamische Wasserreaktion auszuübende Vertikal-Komponente der Stützkraft gleich der oben bezeichneten Größe des Belastungsgewichts

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Rv. — W - Av = W 1 -

sein muß. Wenn auch die Einführung dieser Annahme einer für alle untersuchten Modelle gleichmäßigen Aufstiegsgeschwindigkeit eine Unvollkommenheit in der Versuchsmethode aufweist, so wird doch durch dieselbe jedenfalls eine gewisse Annäherung an die in Wirklichkeit vorliegenden Verhältnisse erreicht und der relative Wert der Versuchsergebnisse dabei, wie sich leicht nachweisen läßt, nicht wesentlich beeinflußt, da es für die weit unterhalb der Aufstiegsgeschwindigkeit V liegende, am meisten interessierende kritische Geschwindigkeit Vk ziemlich belanglos ist, ob man die erstere schätzungsweise um einen gewissen Prozentsatz zu hoch oder zu niedrig vorausgesetzt hat. Nach der gleichen Methode sind auch die in den englischen und amerikanischen Versuchsanstalten geprüften Schwimmer und Flugbootmodelle untersucht worden, deren Ergebnisse der Vortragende bereits in der Zeitschrift „Schiffbau“ 1915- Nr. 23 S. 655 u. 669 behandelt hat. Dieser Umstand gab einen weiteren Anlaß, die oben gemachte schätzungsweise Annahme einer gleichmäßigen Aufstiegsgeschwindigkeit einzuführen bzw. beizubehalten, besonders aus Gründen, um die Resultate der erwähnten Versuchsanstalten für eine Fortsetzung des Programms verwenden und die eigenen Ergebnisse mit jenen unmittelbar vergleichen zu können.

Bei der Fahrt der Schwimmer und Flugbootmodelle werden nun die auf den beiden Schalen H befindlichen Gewichte unter Einhaltung einer der betreffenden Geschwindigkeit entsprechenden Gesamtbelastung Rv von hinten nach vorne oder im entgegengesetzten Sinne umgetrimmt, bis für das Modell ein bestimmter, auf die ursprüngliche Schwimmwasserlinie in Ruhe bezogener Anstellwinkel erreicht ist, der von den Zeigern J auf den Skalen K abgelesen werden kann. In diesem Zustande geben die Gewichte auf den beiden Schalen H die wirklichen, in den beiden

Graphische Ermittelung

der Gesamtwasser - Reaktion R bei bestimmtem Anstellwinkel der Grösse und Lage nach.

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Abb. 21.

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Punkten A wirkenden Vertikal-Reaktionen des Wasserwiderstandes Rv / und Rv" an.

Das untere Ende der vorderen Flasche F ist durch eine leichte horizontale Stange L mit dem unteren Ende des in N drehbaren gleicharmigen Meßhebels M verbunden, vermittels dessen nach Übertragung durch den Kniehebel 0 auf der Schale P die in L wirkende Horizontal -Komponente des Wasserwiderstands Rj, gemessen werden kann.

Die drei so ermittelten Kräfte Rv⁷, Rv " und Rh werden nach der in Abb. 21 dargestellten Weise graphisch zusammengesetzt und ergeben so die Gesamtreaktion R des Wasserwiderstandes für das Modell bei der Fahrt unter bestimmtem Anstellwinkel zur Schlepprichtung der Größe und Lage nach.

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Abb. 22.

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E. Schlepp-Versuchsergebnisse des Flugbootmodells Nr. 451.

Die Linien des den Versuchen zugrunde liegenden Flugbootes mit seitlichen zylindrischen

Jahrbuch 1916

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Stützschwimmern sind in Abb. 22 zur Darstellung gebracht. Das Gesamtgewicht des zugehörigen Flugzeuges betrug W = 1100kg.

Der erste Teil der Versuche erstreckte sich auf die Ermittelung des günstigsten Anstellwinkels für die Fahrt im Bereich der mit etwa 25 km/std angenommenen kritischen Geschwindigkeit, unter gleichzeitiger Feststellung der dabei auftretenden Kippmomente der Wasserreaktion, letztere aber nicht auf den für die Fahrtstabilität charakteristischen Schnittpunkt O (vgl. Abb. 17) der Propellerschub-

Wasserflugzeug - Modell No. 451.

Horizontale Wasserwiderstände und Kippmomente für die gleich-bleibende Geschwindigkeit von 25 km/Stde. bei verschiedenen

Anstellwinkeln.

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Abb. 23.

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kraft S mit der Normalen durch den Systempunkt G, sondern auf einen senkrecht unterhalb desselben in Höhe des Decks gelegenen Punkt 0' bezogen, um welchen das Modell bei Einhaltung der verschiedenen Anstellwinkel gedreht worden war. In den Diagrammen Abb. 23 sind die Werte für die horizontalen Wasserwiderstände, wie die zugehörigen Kippmomente, auf das ausgeführte Flugboot übertragen, als Funktion des Anstellwinkels graphisch aufgetragen, daraus zu ersehen, nehmen im vorliegenden Falle mit Vergrößerung des Anstellwinkels die Widerstände bis zu etwa 5° in verhältnismäßig geringem Maße ab und von dort an wieder in höherem Grade zu, während die Kippmomente ständig kleiner

werden und bei 6° Anstellung den Wert Null erreichen. Diese so dargestellten Kippmomente lassen aber ohne weiteres noch kein Urteil über die wirklich vorliegenden Fahrt-Stabilitätsverhältnisse zu, sondern müssen zu diesem Zweck erst noch auf den bezeichneten Punkt O übertragen werden. Um die vertrimmende Wirkung der Gesamtreaktionen des Wassers auf den Schwimmkörper zunächst

Wasserflugzeug. Modell Nr. 451.

Geschwindigkeit konstant gleich 25 km/Stde.

Lage der Wasserreaktionskräfte R bei verschiedenen Anstellwinkeln «.

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i0°56'6"

Abb. 24.

TW

\Z°7'30

\\W

=¥.

Abb. 25.

JL-

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yrlV

Abb. 26.

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(G_

___i___

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hv

Wasserflugzeug. Modell Nr. 451.

Geschwindigkeit konstant gleich 25 km/Stde.

Lage der Wasserreaktionskräfte R bei verschiedenen Anstellwinkeln «.

7?

0, i-fer

Abb. 28.

R'

__

c(L

__JL

4-

5°3^"

Abb. 29.

durch Anschauung kenntlich zu machen, sind in den Abb. 24—29 die versuchstechnisch ermittelten Werte von R der Lage und Richtung nach eingetragen. Wie daraus zu ersehen, werden diese Kräfte auch auf den erwähnten charakteristischen Schnittpunkt 0 bezogen, bei kleinen Anstellwinkeln noch ziemlich bedeutende von vorne über oben nach achtern wirkende Trimm-Momente erzeugen, die nicht von den bei diesen niedrigen Geschwindigkeiten eben noch erreichbaren Stützmomenten des Höhensteuers überwunden werden können. Erst bei Anstellwinkeln zwischen 4 bis 5° wird es möglich sein, das dann nur noch verhältnismäßig kleine Kippmoment der Wasserreaktion mit dem Höhensteuer aufzunehmen, besonders wenn man bei Festlegung der Konstruktion durch eine Verschiebung des Schwimmers relativ zum Oberbau des Flugzeuges nach hinten das Trimm-Moment noch weiter zu verringern sucht. Wie aus Abb. 29 zu ersehen, tritt bei ungefähr 5¹/₂⁰ Anstellung schon ein im umgekehrten Sinne', d. h. von hinten über oben nach vorne wirkendes Kippmoment auf, was darauf schließen läßt, daß zwischen 5 und 5y₂° Anstellung diejenige Lage bereits überschritten sein wird, welche es ermöglichen würde, das Flugzeug ohne Gebrauch des Höhensteuers im Bereich der kritischen Geschwindigkeit zu fahren. Da nun eine mäßige Inanspruchnahme des Höhensteuers während der Anfahrt weiter keine wesentliche zusätzliche Erhöhung des Luftfrontwiderstandes zur Folge haben würde und ein geringes aufrichtendes

Wasserflugzeug Modell Nr. 451.

Horizontale Wasserwiderstände und Kippmomente für verschiedene Geschwindigkeiten

bei gleichbleibendem Anstellwinkel

« — 4°.

x\

\\

Mode/lgeochwindigke/f in m/Sek

ff/

SV

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59    09

°L

Jo

Fahrfgeäciwind/gke/t in km /St

Abb. 30.

To

To

300 1500[

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I ZOO 1000

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^ -

-100

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Wasserflugzeug-Modell Nr. 451.

Lage der Wasserreaktions-Kräfte R bei verschiedenen Geschwindigkeiten. Anstellwinkel des Mittelschwhnmers durchweg gleich 4°.

/?4

s\

vff-

V = 8,0 km/Std

4-

4__________i

fiv

Abb. 31.

! R-

! V rr 16,24 km/Std.

---r

Abb. 32.

-R

M_____<°

____

V = 20,63 km/Std.

4-

4L

Abb. 33.

4-4-

-ß

R:

1 V — 24,5 km/Std.

_i_

j°\_____

v-w

Abb. 34.

'R

■G_

V = 30,68 km/Std.

Wasserflugzeug-Modell Nr. 451.

Lage der Wasserreaktions-Kräfte R bei verschiedenen Geschwindigkeiten. Anstellwinkel des Mittelschwimmers durchweg gleich 4°.

•,R

___

V = 30,7 km/Std.

Abb. 36.

____

V = 32,0 km/Std.

Abb. 37.

y = 34,4 km/Std.

Abb. 38.

V rr 36,3 km/Std.

Abb. 39.

V -- 38,4 km/Std.

Bemerkung¹: In Abb. 41—46 ist Geschwindigkeit konstant gleich 25 km/Std.

[\

Xi

Abb. 41.

« rr 0° 57'

ki

J,

Abb. 42.    « = 2° 8'

...    '    g

Abb. 43.

« — 3° 10'

■{

...

r.i

Abb. 45.

Abb. 46.

a = 4° 59'

« r= 5° 39'

Moment als Reserve gegen ein Überschlagen des Flugzeuges nach vorne erwünscht sein dürfte, so wurden die weiteren Versuche dieses Modells Nr. 451 für die anderen Geschwindigkeiten bis zu der angenommenen Aufstiegsgeschwindigkeit von 65 krn/std mit einem Anstellwinkel von 4° durchgeführt. Die Resultate dieser Versuche sind in Abb. 30 zur Darstellung gebracht. Auch hierbei beziehen sich die eingetragenen Kippmomente {auf einen angenommenen Drehpunkt O', welcher senkrecht unterhalb des für die Fahrtstabilität charakteristischen Schnittpunktes O der Propellerschubkraft S mit der Normalen durch den System -Schwerpunkt G gelegen ist, und müssen zur Beurteilung der wirklichen Fahrt -stabilitätsVerhältnisse noch auf den bezeichneten Punkt 0 übertragen werden. Hierfür ist ebenfalls die Kenntnis der versuchstechnisch ermittelten Gesamtreaktion R des Wassers der Lage und der Richtung nach erforderlich, welche die Abb. 31—40 zur Darstellung bringen. Die Photos Abb. 41—46 zeigen die Wellenbildung des Modells im Bereich der kritischen Geschwindigkeit von etwa 25 km/std ;bei der Fahrt unter verschiedenen Anstellwinkeln und Abb. 47—50 die für den konstanten Anstellwinkel von 4° bei verschiedenen Geschwindigkeiten in der Periode der Anfahrt bis zum Aufstieg vom Wasser. Wie hieraus zu ersehen, findet durchweg eine starke schädliche Beeinflussung der seitlichen Stützschwimmer

Bemerkung: In Abb. 47—50 ist Anstellwinkel « konstant gleich 4°.

rl,.

Vf

•1

Abb. 47. Vs — 16,2 km/Std.

Abb. 48. Vs rz 24,5 km/Std.

- -.j

Abb. 49. Vs = 34,4 km/Std.

durch die von dem zentralen Hauptschwimmer erzeugten Wellen statt, so daß es vorteilhafter sein dürfte, von dem Gebrauch der ersteren, wenn angängig, Abstand zu nehmen und den zentralen Mittelschwimmerj oder das eigentliche Boot so breit zu dimensionieren, daß es für sich allein die erforderliche Querstabilität aufweist.

16,9

\z,o

Luftpropeller Modell 2STr. 169.

Konstruktionsdaten:

Anzahl der Flügel.....

Äußerer Schraubendurchmesser

Nabendurchmesser.....

Steigung bei 0,7 R......

Disk-Areal........

Abgew. Flügel-Areal ....

Proj............

22,5

•2700 mm 196 mm 1260 mm 5,73 qm 0,583 qm 0,543 qm

'25,3

37

;5

All

Abb. 51.

4fr-

P,9

Für die Beurteilung der im Bereich der kritischen Geschwindigkeit vorliegenden Verhältnisse ist nach den anfangs gemachten Ausführungen (vgl. Diagramme Abb. 16 ), abgesehen von dem Verlauf der auftretenden Luftwiderstände des ganzen Flugzeuges auch die Kenntnis der mit Erhöhung der Geschwindigkeit abfallenden Propellerschubkraft von Wichtigkeit. Daher soll in Folgendem auf die Untersuchung der für dieses Flugzeug gewählten Luftschraube näher eingegangen werden.

F. Untersuchung des Luftpropellers Nr. 169.

Die betreffende zweiflüglige Luftschraube, deren Konstruktionsverhältnisse in Abb. 51 dargestellt sind, hatte einen Durchmesser D = 2700 mm und eine

06

80

70

09

Luft-Propeller Modell Nr. 169. -Diagramme der Fahrt-Versuchsergebnisse.

„ WHukgsqrao/

,ell£

prf]

50

06

Kon

A-H- u

OS    02

100 in % = /Vomine/ier Si/p

Abb. 52.

n-H

10

OL-

SO 8 80

70    7    70

60 6 60

50    5 50

Q? =

rjp in % «•

n²D²H³

30    3    30

20 2 20

10 1 10

nominelle auf ⁷/₁₀ des Radius gemessene Sehnensteigung von 1260 mm. Der vorgesehene Flugzeugmotor sollte seine normale Leistung von WPS = 100 abgebremsten Wellenpferdestärken bei ns = 1400 Touren/Min erreichen und bei ns = 1430 Touren/Min etwas über 105 WPS hergeben können.

Von dem Luftpropeller Nr. 169 wurde ein Modell im Maßstabe ¹/₂n der natürlichen Größe ausgeführt und nach der vom Vortragenden bereits im Jahrbuch 1914 dieser Gesellschaft S. 568 beschriebenen Methode mit der konstanten Tourenzahl

Luftpropeller Modell Nr. 169.

Versuchs-Resultate übertragen auf Luft von 15° C. und 760 mm Ba.

t.

Schubkonsfante 1000 m üz.ßb ^ ^ ^ Momentenkonsfanfe 1000Cg =

^ PropeJ/erwirkungö^rrcrd

'S

-o

St

0,1

0,2

0,3    y    QM

SZ/ppracZ

0,5

0,0

Propeller-Daten:

H/D = Steigungsverhältnis = 0,467 (07 R.). b/D = Flügelblattbreitenverhältnis rr 10,5 %. Z = Anzahl der Flügel — 2.

Abb. 53.

von n = 15 Touren/Sek. bei verschiedenen Fahrtgeschwindigkeiten im Wasser des Bassins untersucht. Die Ergebnisse sind in Abb. 52 in Form der Schubkonstanten Cj =

und Momentkonstanten c₂ =

n² D² H³

sowie des Pro-

n² D² H²₍

pellerwirkungsgrades r\v als Funktion des nominellen Slips sn =

aufgetragen. Hierbei beziehen sich die cx- und c₂-Werte auf die unmittelbar im Wasser festgestellten Resultate und müssen zur Übertragung auf Luft von 760 mm Barometerstand und 15° 0 Temperatur, entsprechend dem Dichtigkeitsverhältnis beider Medien, noch durch 800 dividiert werden. Um aber einen einfachen Ver-

nH-V

nH

graphisch

sogenannten Fortschrittsgrad

gleich dieser Ergebnisse mit denen des später m Luft untersuchten ausgeführten Luftpropellers ohne weiteres zu ermöglichen, sind in Abb. 53 die Versuchsresultate des im Wasser geprüften Modellpropellers auch noch, auf Luft übertragen, in der im Luftschiffbau üblichen Konstantenform, abhängig von dem

V

, d. h. dem Verhältnis der Fahrtgeschwindigkeit

nH

zu dem Produkt aus Tourenzahl mal Durchmesser zur Darstellung gebracht. Für die ausgeführte Luftschraube konnten wirklich zuverlässige Werte nur bei der Standprobe ermittelt werden, deren Ergebnisse mit denen des im Wasser ebenfalls im Stand untersuchten Modellpropellers eine ziemlich genaue Übereinstimmung aufwiesen, so daß wohl die Annahme berechtigt ist, daß eine Übertragungsmöglichkeit der mit dem fahrenden Modellpropeller in Wasser festgestellten Resultate auf die gleichen Verhältnisse der zugehörigen Luftschraube in Luft unter Berücksichtigung der verschiedenen Dichtigkeit beider Medien mit einiger Sicherheit zu erwarten sein wird.

Die Diagramme der Abb. 52 können nun für die Zwecke der vorliegenden Flugzeugversuche in folgender Weise weiter ausgewertet werden. Sind die Widerstandsverhältnisse eines gegebenen Wasserflugzeuges für die Periode der Anfahrt nach der oben beschriebenen und in den Diagrammen der Abb. 16 schematisch dargestellten Art versuchstechnisch ermittelt und ist aus konstruktiven Gründen ein ganz bestimmter Propeller mit beschränktem Durchmesser und normalem Steigungsverhältnis gewählt, so wäre für die bei der kritischen Geschwindigkeit vorliegenden Verhältnisse die Aufgabe zu lösen, auf welche Touren dieser Propeller zu bringen sei, um den dabei vorhandenen Frontwiderstand zu überwinden, und ferner, wie groß das erforderliche Propellerdrehmoment und die davon abhängige Motorenstärke sein müßte. Um diese Frage zu beantworten, ist es nötig, den Begriff des sogenannten Durchmesserbelastungsgrades wie den des Slipgrades einzuführen.

Die vom nominellen Slip sn abhängige Schubkonstante ist

n² D² H²’

S = Cl.n².D².H²;

nH =

1 - Sn’

S = Cl. D² •

V²

(1 - Sn)

]f Ci -Sn

— Cd = Durchmesserbelastungsgrad.

Da letzterer, wie aus dieser Beziehungsgleichung zu ersehen, nur vom nominellen

10

^    *

ii    y

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06

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30

70

Luft-Propeller Modell Nr. 169. Auswertung der Fahrt-Versuchsergebnisse.

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Ouro

50

\sn=^.\00ir,%

00

30

20

Abb. 54,

^rad

01+

-10

-20

SO SO 100

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08 Ott 00

70

30    30 60

7/p ir) %

Cm=Vß!H.y*

zo zo m

30\

\03 Ol Ol

10

OOO

Cd

VS

D . V

Slip s„, dem ein ganz bestimmter Wert der Schubkonstanten Cj und des Propellerwirkungsgrades 7/p zugeordnet ist, abhängt, so sind bei verlangtem Schub S, gegebenem Propellermodell vom Durchmesser D und bestimmter Fahrtgeschwindig-

|/S

keit V, d. h. gegebenem Durchmesserbelastungsgrad

nomineller Slip und Propellerwirkungsgrad eindeutig festgelegt.

n H - V

nH

k = H/D = Steigungsverhältnis; n D

D.V

auch umgekehrt

Sn =

nH

= k(r-s„rCs = sliPsrad'

Letzterer ist bei gegebenem Propellermodell ebenfalls eine einfache Funktion des nominellen Slips sn und kann bei vorliegendem Durchmesserbelastungsgrad Cd zur leichten Bestimmung der erforderlichen Tourenzahl benutzt werden. Gleichzeitig ist durch den vorliegenden Durchmesserbelastungsgrad Cd der zugehörige Propellerwirkungsgrad i/v bestimmt, so daß sich die erforderliche Leistung des Motors an abgebremsten Wellenpferdestärken WPS ermitteln läßt.

Auswertung bequem vornehmen zu können, sind die in den Diagrammen Abb. 52 dargestellten Versuchsergebnisse des Propellers Nr. 169 in Abb. 54

Um diese

l/S

nochmals in Form des Durchmesserbelastungsgrades Cd =

als Funktion des nominellen Slips graphisch aufgetragen, wobei

zu beachten ist, daß sich diese Werte ebenfalls zunächst noch auf W'asser beziehen und daß bei ihrer Übertragung auf Luft die verschiedene Dichtigkeit beider Medien entsprechend berücksichtigt werden muß.

Zahlenbeispiel: Für die kritische Geschwindigkeit von Vs = 30 km/std = V = 8,33 m/sek sei auf Grund der mit dem Schwimmermodell ausgeführten Versuche ein Wasserfront widerstand Ww = 265 kg und außerdem rein rechnerisch ein zusätzlicher Luftwiderstand Wi = 25 kg ermittelt, so daß hierbei ein Gesamtwiderstand des ganzen Wasserflugzeuges W = Ww + Wi = 290 kg zu erwarten sein wird. Die Propellerschubkraft S muß dazu ausreichen, um diesen Widerstand W zu überwinden. Mithin beträgt für die gewählte Schraube der Durchmesserbelastungsgrad

grades Cs =

VS V 290 D.V 2,7.8,33

= 0,757,

D.V

und des Slip-

entsprechend einem solchen des im Wasser untersuchten Modellpropellers

von

V 800.0,757 = 21,4.

und einen Propellerwirkungsgrad rjv = 0,274. Demnach müßte der Propeller

= 22,2

Hierfür ergeben die Diagramme Abb. 54 einen Slipgrad

n. D

Cs =

= 7,2

Cs . V _ 7,2 . 8,33

2,7

Touren pro Sekunde oder 1330 pro Minute machen, um den betreffenden Schub S == 290 kg zu erzeugen. Die Propellerschubpferdestärken betragen

S . V

• SPS =

290.8,33

75

75

= 32,2

und die erforderlichen abgebremsten Wellenpferdestärken für den Motor

WPS =

118.

SPS _ 32,2 y P 0/274

Meistens wird nun bei einem zu untersuchenden Wasserflugzeugprojekt wie auch bei dem als Beispiel herangezogenen Nr. 451 der Pall vorliegen, daß außer dem gegebenen Propeller ein bestimmter Motor vorgesehen ist, welcher seine volle Leistung bei einer normalen Tourenzahl und daher mit einem bestimmten Drehmoment abgibt, und die Frage zu beantworten sein, ob die Propellerschubkraft dazu ausreichen wird, den bei der kritischen Geschwindigkeit auftretenden Gesamtwasser- und Luftwiderstand zu überwinden. Unter diesen Umständen muß die Auswertung der in Abb. 52 dargestellten Propellerversuchsergebnisse in folgender Weise vorgenommen werden:

Die vom nominellen Slip abhängige Momentenkonstante ist:

c₂ -

n² D² H³

Sn ’

M = c₂. D². H²

V²

' (1 - Sri)

_ V c₂

D² II . V² “ 1 - Sn

= Cm = Momentgrad.

Da letzterer, wie aus dieser Beziehungsgleichung zu ersehen, nur vom nominellen Slip sn, dem ein ganz bestimmter Wert der Momentenkonstanten c₂ zugeordnet ist, abhängt, so sind bei dem zur Verfügung stehenden Motordrehmoment M, gegebenem Propeller von dem Durchmesser D und der Steigung H für eine bestimmte Fahrtgeschwindigkeit V, d. h. gegebenem Momentgrad

c.=y M

Diskussion.

D² H . V²

c.=y M

auch umgekehrt nomineller Slip und Propellerwirkungsgrad eindeutig festgelegt. Es läßt sich demnach aus dem Slip bzw. Slipgrad die Tourenzahl und mit Hilfe des Propellerwirkungsgrades der erzeugte Schub, wie [in Folgendem ebenfalls an einem Zahlenbeispiel gezeigt werden soll, rechnerisch ermitteln. Um diese Auswertung leicht vornehmen zu können, ist in der Abb. 54 auch die Kurve des Momentgrades 0 ebenfalls zunächst noch auf den im Wasser untersuchten Propeller bezogen, eingetragen.

PI?

Zahlenbeispiel: Der gewählte Motor gibt seine volle Leistung von WPS =

#

100 abgebremsten Wellenpferdestärken! bei ns = 1400 Touren pro Minute =

32,3 pro Sekunde ab, daher beträgt das zur Verfügung stehende Drehmoment für einen gewissen Bereich verschiedener Umdrehungen

— 51,3 mkg.

WPS 100.75 2 n . n 2 n 23,3

Bei der kritischen Geschwindigkeit Vs = 30 km/std = Ve = 8,33 m/sek ergibt sich demnach für den vorliegenden Propeller von dem Durchmesser D = 2,7 m und der Steigung H — 1,26 m ein Momentgrad

1)-’ . II . V- “

51,3

2,72.1,26.8,33²

= 0,284,

entsprechend einem solchen des im Wasser untersuchten Modellpropellers von

Vm . 0,283 = 8,03.

Hierfür läßt sich aus den Diagrammen der Abb. 54 ein Slipgrad

li D

Cs =

— 6,6

und ein Propellerwirkungsgrad tjl} = 0,296 entnehmen. Daher müßte die Tourenzahl, auf welche der Propeller bei der kritischen Geschwindigkeit kommt,

Cs • V 6,6.8,33

I)

2,7

= 20,8

pro Sekunde — ns = 1220 pro Minute und die Leistung des Motors etwa

WPS = 100.

cm o

= 87

betragen. Bei dem vorliegenden Propellerwirkungsgrad riv = 0,296 ergibt sich die Propellerschubpferdestärke zu

SPS = WPS . Vp = 87 . 0,296 = 25,8

und der Propellerschub zu

232 kg.

SPS . 75 _ 25.8,75

8,33

-120

-110

-100

06-

08-

'S

-70

-60%

-50.

II

-30

-20

-10

Slip sn =

n-H-d

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100

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08

Wasserflugzeug-Modell Nr. 451. Auswertung der Versuchs-Ergebnisse.

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Widersland j L r im Wasser    CP>-— ^

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Horizonia/er der Schwimme.

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50

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Geschwind/gkeif des Wasserflugzeuges in km/St

Abb. 55.

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5 1300

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so-

^    5

Wellen -Pferdestärken WPS

30-

-02

-OL

-0

In derselben Weise sind auch für alle übrigen Geschwindigkeiten, welche für die Periode der Anfahrt des Flugzeuges in Betracht kommen, die Werte der Tourenzahlen, des Slips, des Wirkungsgrades, des Propellerschubes und der Motorleistung an abgebremsten Wellenpferdestärken aus den Versuchsdiagrammen der Abb. 54 rechnerisch ermittelt und in den Diagrammen der Abb. 55 zur Darstellung gebracht. Gleichzeitig ist in dieser Abbildung die Kurve des Gesamtfrontwiderstandes W eingetragen, welcher sich aus dem versuchstechnisch festgestellten Wasserwiderstand Ww und dem rein rechnerisch ermittelten Luftwiderstand Wi zusammensetzt. Wie hieraus zu ersehen, ist im Bereich der bei etwa 30 km/std liegenden kritischen Geschwindigkeit die Propellerschubkraft nicht ausreichend, um den vorliegenden Gesamtfrontwiderstand des untersuchten Wasserflugzeuges zu überwinden, so daß dieses auch nicht imstande sein wird, auf diejenigen Geschwindigkeiten zu kommen, wTelche für seinen Aufstieg vom Wasser erforderlich sind.

Durch die später mit dem zugehörigen ausgeführten Wasserflugzeug vorgenommenen Probefahrten sind die Ergebnisse der oben erörterten Modellversuche insofern bestätigt worden, als es auch diesem nicht möglich war, unter den gegebene Konstruktionsverhältnissen vom Wasser aufzusteigen.

Versuche mit Modellen von Flugzeugschwimmern und Flugbooten sind nach der oben beschriebenen Methode von der Kgl. Versuchsanstalt für Wasserbau und Schiffbau, Berlin, ausgeführt worden. Eine Veröffentlichung der Ergebnisse kann jedoch mit Rücksicht auf den Kriegszustand zurzeit noch nicht vorgenommen werden. Daher mußte dieser Vortrag darauf begrenzt werden, nur das Verfahren zu kennzeichnen, wie man versuchstechnisch und wissenschaftlich dem Problem des Aufstieges von Wasserflugzeugen näher kommen kann. Um jedoch denjenigen Stellen, welche dieser Frage Interesse entgegenbringen sollten, das nötige Material zugängig zu machen, sind vom Vortragenden die veröffentlichten bisherigen Resultate der in dieses Gebiet fallenden Versuche mit Flugzeugschwimmern und Flugbooten, welche in den englischen und amerikanischen Versuchsanstalten vorgenommen sind, in gedrängter Form in der Zeitschrift „Schiffbau“ 1915, Nr. 23, S. 655 u. 669 erörtert worden.

Nachdem so die eigentlich schiffbautechnische Seite dieses Problems beleuchtet worden ist, soll in Folgendem auch eine kurze Einführung in den rein flugtechnischen Teil gegeben werden.

G. Auftriebs- und Widerstandsverhältnisse von Tragdecks.

Die Reaktion R, welche der Luftwiderstand auf die bewegte Tragdecksfläche eines Flugzeuges ausübt, ist, außer von der Form der Flügelquerschnitte und den Dimensionsverhältnissen des Decks, hauptsächlich von der Größe des Anstellungs-winkels zur Fahrtrichtung abhängig und kann sonst in gewissen Grenzen mit einiger Annäherung direkt proportional dem Quadrat der Geschwindigkeit gesetzt werden. Ein Gleiches gilt für die vertikale und horizontale Komponente des Luftwiderstandes, nämlich den Auftrieb und den Frontwiderstand:

A = Ca • F . V²;

Hierin bedeuten:

— vertikaler Auftrieb in kg;

= horizontaler Frontwiderstand in kg;

= Tragdeckfläche in qm;

— Fahrtgeschwindigkeit in m/sek; y = spezifisches Gewicht der Luft = 1,25, bei 750 mm Barometerstand, 15° G Temperatur und mittlerem Feuchtigkeitsgehalt; g = Erdbeschleunigung = 9,81 ;

Ca und £w = Beiwerte, welche experimentell zu ermitteln sind.

1. Abhängigkeit dieser Beiwerte vom Anstellwinkel a.

In Abb. 56 sind die Versuchsergebnisse einer Tragdeckfläche mit einer Wölbung von 1    : 17 Pfeilhöhe in der Form des sogenannten Lilienthalschen

Polardiagramms zur Darstellung gebracht. Die vom Punkte 0 gezogenen Strahlen stellen die Lagen der Normalen zu der Sehne des Flügelquerschnittes bei den verschiedenen Anstellwinkeln dar, während durch die auf der eingetragenen Kurve mit verschiedenen Graden markierten Punkte zunächst) die Richtungen der versuchstechnisch ermittelten Gesamtreaktionen des Luftwiderstandes für die gleiche Anstellung angegeben werden. Wie daraus zu ersehen, fallen die letzteren bei den kleinen Anstellwinkeln, wrelche für den Flug in Betracht kommen, nicht mit den Sehnennormalen zusammen, sondern sind zu diesen um einen gewissen Winkel, im Sinne der Fahrtrichtung geneigt, eine Erscheinung, welche zuerst von Lilienthal an gewölbten Flügelquerschnitten festgestellt worden ist, und durch wrelche die Überlegenheit dieser Tragdeckprofile gegenüber den vollkommenen ebenen begründet wird. Verbindet man die auf der eingetragenen Kurve (Abb. 56) markierten Punkte mit dem Koordinaten-Anfangspunkt O, so

erhält man außer der bereits erwähnten Richtung der Gesamtreaktion R für den betreffenden Anstellwinkel auch die absolute Größe ihres Beiwertes £ gemäß der Beziehungsgleichung

Tragdeckfläehen-Modell von Vi7 Pfeilhöhe.

Polar-Diagramm für die Auftriebsziffern Ca bei verschiedenen Anstellwinkeln.

20°

15°

%°

10°

,in°

>6‘

0,6V

0,56

0,V8

0,V0

CfQ V

F . V²

30°.

0,32

\V°

0,2V

0,16

0,08

ZS

0,20    0,16    0,12 „ 0,08    0,0V    0

und demzufolge durch di<3 Projektion dieser Strecke auf der Abzissenachse den Beiwert £w für den horizontalen Frontwiderstand W und auf der Ordinatenachse den Bei wert £a für den vertikalen Auftrieb A. Es ergibt sich hiernach, daß schon bei 0° Anstellung ein bedeutender Auftrieb erzeugt wird, eine Erscheinung, welche aber ebenfalls nur bei gewölbten Flügelquerschnitten auftritt. Bei Erhöhung des Anstellwinkels nehmen sowohl Gesamtreaktion wie Auftrieb ständig zu, erreichen bei etwa 15° ihr Maximum und fallen darüber hinaus wieder ab. Letzterer Umstand kann der Diskontinuität im Strömungsverlauf zugeschrieben werden, welche, wie aus den Photos Abb. 57- 62*) zu ersehen, bei höheren Anstellwinkeln plötzlich einsetzt. Es kommt nun bei der Ausnutzung einer Tragfläche für den Flug weniger darauf an, einen großen absoluten Auftrieb, als ein günstiges Übersetzungsverhältnis

£a a

Abb. 56.

⁶ “ £w ~ W’

d. h. einen möglichst großen Auftrieb bei geringem Frontwiderstand zu erzielen. Derjenige Anstellwinkel, unter welchem dieses bei dem betreffenden Tragdeck erreicht wird, ist durch die von O an die eingezeichnete Kurve gezogene Tangente bestimmt und ergibt sich im vorliegenden Fall zu etwa 4—5°.

In den Diagrammen Abbildung 63 sind die Resultate einer ähnlichen Tragdeckfläche in Form der Auftriebsziffern £a sowie der Übersetzungszahlen

j*

s = als direkte Funktion des Anstellwinkels v dargestellt.

*) (Adv. Comm. Aeronautics 1912 13).

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Anstellung 0°. Abb. 57.

Anstellung 4 °. Abb. 58.

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Anstellung 12°. Abb. 60.

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Anstellung 16°. Abb. 61.

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Das Ergebnis deckt sich im wesentlichen mit dem oben erörterten. Auch in diesem Falle tritt der maximale Auftrieb bei etwa 15° Anstellung auf, während

4

das günstigste Übersetzungsverhältnis von ^ = 14,3 bei 5° erreicht wird. Hierbei hat die Auftriebsziffer Ca den Wert von 0,3, so daß sich aus der Beziehung

. F . V²

A = Ca .

der zweckmäßigste spezifische Belastungsgrad dieses Tragdecks ableiten ließe.

Auftriebsziffern Ca und Übersetzungszahlen * einer Modell-Tragdeckfläche als

Funktion des Anstellwinkels.

0,8 16

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0,6 12

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Anstellwinkel in Grad

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18

20

22

20°

Abb. 63.

2. Abhängigkeit der Auftriebsziffern sowie des Übersetzungsverhältnisses von der Profilform der Tragdecks.

Wie bereits erwähnt, haben sich nach den Lilienthalschen Versuchen gewölbte Querschnittsformen für Tragdecks als die günstigeren erwiesen. Die in den Diagrammen Abb. 64 dargestellten Versuchsresultate von Tragdeckprofilen mit ebener Unterseite, aber verschieden stark gekrümmter Oberfläche

ergeben, daß die unter gleichen Anstellwinkeln festgestellten Auftriebsziffern Ca in den für praktische Zwecke in Betracht kommenden Grenzen um so größere Werte aufweisen, je stärker die Wölbung des Profils ist, daß aber zwecks Erreichung des absoluten Maximums des Auftriebes ein gewisser Grad der Wölbungshöhe von etwa 7,5 % der Sehnenlänge nicht überschritten werden darf.

Auftriebsziffern Ca und Uebersetzungszahlen t = Ca/£w für Modell-Tragdeckflächen von verschiedener Rückenkrümmung bei ebener Unterfläche als Funktion des Anstellwinkels.

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Anstellwinkel oc in Grad

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Modell Nr. ü: Ebene Platte „ 1 : h/s = 0,025 „ 2: h/s = 0,050 „ 3 : h/s = 0,075

Modell Nr. 4: h/s = 0,100 „ 5 : h/s = 0,125 „ 6: h/s = 0,150 „ 7 : h/s = 0,175

Abb. 64.

Bezüglich der ebenfalls in Abb. 64 als Funktion des Anstellwinkels eingetragenen Übersetzungsverhältnisse « der untersuchten Profile wäre zu bemerken, daß das Maximum der «-Werte durchweg für alle Wölbungsgrade bei etwa 4 bis 5° Anstellung auftritt und, absolut genommen, seinen größten Wert von etwa 14,3 bei den Querschnittsformen mit mäßiger Wölbungshöhe erreicht, der den der gleichfalls dargestellten einer ebenen Platte (Modell Nr. 0) mit 12,4 ermittelten um etwa 15 % überschreitet.

3. Abhängigkeit der Auftriebsziffern für Tragdecks bei verschiedenen Anstellwinkeln von dem Längen/Breitenverhältnis.

Die erwähnten Auftriebsziffern für Tragdecks sind ferner, obgleich in weit geringerem Grade, bei sonst gleichem Anstellwinkel und Profil von dem Verhältnis der Länge L der Fläche zu ihrer Breite (Tiefe) B abhängig, wie dies durch die Diagramme Abb. 65 der Versuchsergebnisse einer bestimmten Flügelquerschnittsform mit den verschiedenen Längen/Breiten Verhältnissen von L/B = 8—3 zur Darstellung gebracht worden ist. Um den verhältnismäßig kleinen

Auftriebszifförn Ca für Modell-Tragdeckflächen von verschiedenen L/B-Verhältnissen als Funktion des Anstellwinkels.

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Abb. 65.

Unterschied der gleichen Anstellungen entsprechenden Werte deutlicher zu veranschaulichen, sind nur die für die Flächen mit L/B = 8 über dem richtigen Anstellwinkel aufgetragen, alle übrigen aber um den bei den einzelnen Kurven angegebenen Betrag an Grad verschoben eingezeichnet worden, in der Weise, daß z. B. beim Vergleich zugehöriger Werte bei L/B = 3 mit L/B = 8 für das erstere Längen/Breiten Verhältnis auf der Abscissenachse ein" Abzug von 10° gemacht werden muß. Als das Ergebnis dieser Versuche wäre anzuführen, daß die Auftriebsziffer Ca und demzufolge auchj der Auftrieb mit Vergrößerung des L/B-Verhältnisses einer Tragdeckfläche bei gleichen Anstellwinkeln eine gewisse Zunahme erfährt.

4. Abhängigkeit des Übersetzungsverhältnisses von der Fahrtgeschwindigkeit bei verschiedenen

Anstellwinkeln.

Aus den Diagrammen der Abb. 66 geht hervor, daß die Maxima der erreichbaren Übersetzungsverhältnisse * bei um so kleineren Anstellwinkeln auf-treten und absolut genommen um so größer werden, je höher die Fahrt-geschwindigkeiten sind. Für die hohen bei Flugzeugen vorliegenden Geschwindig-

Abhängigkeit der Übersetzurgszahlen t = Ca/Cw von der Fahrtgeschwindigkeit V bei verschiedenen Anstellwinkeln

Übersefzungszah/en

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Ansfei/winke/ a, in Grad

16

18

20°

Abb. 6ö.

keiten kann man, wie sich auch aus diesen Resultaten ergibt, bei günstigster Anstellung und zweckmäßiger Flügelform ein im Maximum erreichbares Übersetzungsverhältnis von

= 14—16

_ Ca _ A

annehmen, sodaß sich danach der Frontwiderstand der Tragdecks W im Prozentsatz zum Auftrieb A oder dem gleichgroßen Gewicht des Flugzeuges zu etwa 6—7% ergibt.

H. Gesamtfrontwiderstand eines Flugzeuges.

setzt.

Der reine Frontwiderstand der Tragdecks macht bei der maximalen Geschwindigkeit eines Flugzeuges nur einen verhältnismäßig kleinen Bruchteil des horizontalen Gesamt-Luftwiderstandes aus, da dieser sich der Hauptsache nach aus dem Einfluß des Gestänges, der Verspannung und des Rumpfes zusammen-Es ist nun im Flugzeugbau üblich, diesen letzteren sogenannten Gestell -widerstand dem einer äquivalenten ebenen Fläche gleichzusetzen, welche bei derselben Geschwindigkeit senkrecht zur Bewegungsrichtung gefahren, denselben Widerstand aufweist:

Wg=w.^-.f. V².

Hierin bedeuten:

Wg = Gestellwiderstand in kg;

f = äquivalente Gestell widerstandsfläche in qm;

V — Fahrtgeschwindigkeit in m/sek;

ip — Beiwert nach dem Eiffelschen Versuch mit etwa 0,60 bis 0,66 anzunehmen.

Die äquivalente Gestellwiderstandsfläche f ist gleich der Projektion Fp des Gestells auf eine Ebene senkrecht zur Fahrtrichtung oder gleich dem Schattenriß des Flugzeuges hierauf, abzüglich der Tragdecks, multipliziert mit einem Beiwert k, welcher erfahrungsgemäß um so kleiner einzusetzen ist, je größer die Zuschärfungen der einzelnen Konstruktionsteile des Gestells ausgeführt sind:

f = k . Fp.

Der reine Frontwiderstand der Tragdecks beträgt nach den früheren Ausführungen

. F . V² (F = Areal der Tragdecks in qm).

Mithin ist der Gesamt-Horizontalwiderstand des ganzen Flugzeuges

. f. V² -f- £w •    • F . V²;

;wt = tw.

W = Wg + W?= ip . I

. F. V².

⁼ " ■(-w + %f)

Bei Einführung des Auftriebes der Tragdecks durch die Beziehung ergibt sich demnach das Übersetzungsverhältnis für einen vorliegenden Fall, nämlich die Fahrt eines Flugzeuges mit gegebenen Tragdecks unter bestimmtem Anstellwinkel zu

ip.r

Hieraus geht hervor, daß das in vorigem Abschnitt G erörterte Übersetzungs-der reinen Tragdecks, auf das ganze Flugzeug bezogen, infolge des zusätzlichen Frontwiderstandes des Gestells eine Reduktion erfährt, welche

Verhältnis s —

Cw

Ca

um so größer wird, je größer der Wert von — w, die sogenannte¹ Bremsziffer

ist. Um nun einen Anhalt für die der Konstruktion zugrunde zu legenden Widerstandsverhältnisse eines projektierten Flugzeuges von gegebenem Gewicht und

Auftriebs- und Widerstandsziffern sowie Übersetzungszahlen für verschiedene Bremsziffern als Funktion des Anstellwinkels.

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Abb. 67.

demzufolge bestimmtem Auftrieb zu bekommen, ist zunächst die Kenntnis der den gewählten Tragdecks eigentümlichen versuchstechnisch zu ermittelnden Auftriebs- und Widerstandszahlen Ca bzw. Cw bei verschiedenen Anstellwinkeln u erforderlich, wie sie in den Diagrammen Abb. 63—66 zur Darstellung gebracht worden sind. Der größeren Einfachheit wegen mögen aber für die weiteren Betrachtungen diese beiden Werte durch die, mittleren Verhältnissen entsprechenden, Beziehungsgleichungen ausgedrückt werden:

Ca = 2 . sin a . cos² «;

Cw = 2 . sin² a . cos «,

welche nach den Ermittlungen von Rau für den Bereich des günstigsten An-

steilungswinkeis zuverlässige Resultate ergeben (vgl. Zeitschrift für Elugtechnik und Motorluftschiffahrt 1914 Heft 23/24 S. 298), wozu noch besonders zu bemerken wäre, daß diese Untersuchungen in erster Linie nur generell zur Kennzeichnung des Einflusses der Größe der Bremsziffer dienen sollen. In den Diagrammen Abb. 67

200

Abb. 68.

Verhältnisse von Auftrieb A zu Motorenleistung WPS sowie Auftrieb zu Tragdeck-Areal F bei verschiedenen Bremsziffern v, abhängig von der Fahrtgeschwindigkeit V.

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AA

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Verhältnis P/WPS in kg/WPS

sind die so angenommenen Auftriebs- und Widerstandsziffern Ca und £w ebenso wie die daraus resultierende Übersetzungszahl

2 . sin a . cos² a

— cotg «

s = — =-

Cw 2. sin a . cos a

als Funktion der Anstellwinkel auf getragen. Durch Einführung bestimmter durch übliche Konstruktionen in Betracht kommender Bremsziffern w ist es nun

möglich, auch die Übersetzungszahlen s =

rechnerisch zu ermitteln,

Ca

£w + w

welche für das ganze Flugzeug unter Berücksichtigung des Widerstandes des Gestells zugrunde gelegt werden müssen. Die Diagramme Abb. 67 bringen diese Werte ebenfalls zur Darstellung und ergeben, daß die im Maximum erreichbaren günstigsten Übersetzungsverhältnisse s um so größer werden, und bei um so kleineren Anstellungswinkeln auftreten, je kleiner die Bremsziffern sind. Für die Bestimmung des geringsten Gesamtfrontwiderstandes W, welchen ein Flugzeug von gegebenem Gewicht G bei Fahrt unter günstigstem Anstellwinkel erfährt, entnehme man unter Zugrundelegung einer durch die Konstruktionsverhältnisse be

dingten Bremsziffer w den betreffenden Wert von fmax =    ^ und errechne

G

hieraus den Widerstand W =

max

J. Erforderliche Motorenstärke und Tragdeckfläche.

Zur Überwindung eines vorliegenden Frontwiderstandes W ist eine gleich große Propellerschubkraft S erforderlich. Bei der verlangten Fluggeschwindigkeit V müßten demnach

SPS =

s.v w. v

75

75

effektive Propellerschubpferdestärken ausgeübt werden, bestimmter Bremsziffer w unter günstigster Anstellung erreichbare Übersetzungsverhältnis ist

Das im Maximum bei

^rnax —

|W:

SPS =

A. V

75 . £max

Die abgebremsten Wellenpferdestärken des Motors betragen bei einem Propellerwirkungsgrad rjv ;

WPS =

SPS

A. V

77p    75 . /?p . £rnax

Mithin ist das Verhältnis des erreichbaren Auftriebes in kg pro abgebremste Wellenpferdestärke

75 . tjp . £max

WPS ”

unter An-

WPS

Wie hieraus zu ersehen, hängt diese Beziehung von drei Faktoren ab, dem Propellerwirkungsgrad, dem für die betreffende Bremsziffer bei günstigstem Anstellwinkel gegebenen maximalen Übersetzungsverhältnis und der Fahrtgeschwindigkeit. In den Diagrammen Abb. 68 sind die Verhältnisse von

für die großen Geschwindigkeiten

WPS

nähme eines gleichmäßigen mittleren Propellerwirkungsgrades rtV — 0,67 für verschiedene in Betracht kommende Bremsziffern w als Funktion der Fahrtgeschwindigkeit in km/std graphisch aufgetragen. Es ergibt sich hieraus, daß die der Konstruktion zugrunde liegenden Werte von

bedeutend niedriger anzunehmen sind als bei kleineren und sonst um so größer eingeführt werden dürfen, je kleiner die Bremsziffern w sind.

Soll für ein Flugzeug von gegebenem Gewicht G und bestimmter Geschwindigkeit V die Motorstärke an abgebremsten Wellenpferden ermittelt werden, so kann man unter Annahme einer den Konstruktionsverhältnissen entsprechenden Brems-

Ziffer w den zugehörigen Wert von

WPS WPS

aus den Diagrammen Abb. 68

entnehmen und hieraus die erforderlichen WPS berechnen.

Die Größe der Auftriebskraft bei bestimmtem Anstellwinkel ist nach früherem

CfQ v*

. F. V²;

A = £\

F = Tragdeckfläche in qm;

V = Geschwindigkeit in m/sec.

Bei Annahme einer bestimmten Bremsziffer w ist das Maximum der erreichbaren Übersetzungszahlen e den durch die Diagramme Abb. 67 gegebenen Anstellwinkeln zugeordnet. Entnimmt man bei letzteren die betreffenden Beiwerte von so ergeben sich die günstigsten Flächenbelastungen für den betreffenden Fall zu

Ca . r V².

Dieselben müssen, wie aus den Diagrammen Abb. 68 zu ersehen, um so größer eingesetzt werden, je kleiner die Bremsziffern und je höher die Fahrtgeschwindigkeiten sind. Durch den Wert der aus den Diagrammen der Abb. 68 zu ermittelnden günstigsten Flächenbelastung ist nun die Größe der erforderlichen Trag-decks ohne weiteres gegeben.

23

Jahrbuch 1916.

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Abb. 69.

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Abb. 72.

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Abb. 87.

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Abb. 88.

In den vorstehenden Abbildungen 69 bis 88 werden eine Reihe ausgeführter typischer Wasserflugzeuge und Flugboote dargestellt. Die ersten fünf veranschaulichen Doppelschwimmer-Apparate in verschiedenen aufeinanderfolgenden Stadien des Betriebsbereiches, und zwar Abb. 69 in der Ruhelage auf dem Wasser, Abb. 70 während der Periode der Anfahrt, Abb. 71 in dem Augenblick unmittelbar vor dem Verlassen der Wasseroberfläche, Abb. 72 beim freien Fluge in der Luft und Abb. 73 nach dem Anwrassern. Außer der Gestalt der Schwimmer ist auch die Lage derselben zum Oberbau sowie die Anordnung und Ausführung der Tragdecks, des Rumpfes, der Seiten- und Höhensteuer und des hinteren Stützschwimmers deutlich erkennbar. Oer Propeller ist bei diesen durchweg am vorderen Ende des Rumpfes angeordnet und der Führersitz naturgemäß in demselben unmittelbar hinter dem Motor untergebracht. Im Gegensatz hierzu befindet sich bei den nächsten drei Ausführungen, Abb. 74—76, den typischen Flugbooten der Franco-British Association, mit langgestrecktem bootsähnlichen Mittelschwimmer und seitlichen kleinen Stützschwimmern, der Propeller mittschiffs hinter den Tragdecks und der Steuersitz unten im Boot, während die Seiten- und Höhensteuer sowie die Stabilisierungsflächen am Schwänzende des letzteren angeordnet sind. Bei dem Flugboot Abb. 77 wird die erforderliche Querstabilität durch linsenförmige seitlich angebaute Schwimmer erzielt; die unter den Enden der Tragdecks angeordneten Stützschwimmer, welche aber in der Ruhelage des Apparates nicht ins Wasser ein-tauchen, liefern außerdem ein genügendes Maß an Reservestabilität. Eine bewährte Ausführung eines neueren deutschen Wasserflugzeuges zeigt Abb. 78. Die übrigen haben bis auf das Flugzeug von Wight, Abb. 84, zum größten Teil nur noch historischen Wert und sollen den Entwicklungsgang der Durchbildung verschiedenartiger Schwimmer- und Flugbootkonstruktionen kennzeichnen. Besonders charakteristisch ist die Ausführung Abb. 85 u. 86 mit langen und schmalen annähernd runden Doppelschwimmern wegen Verkennung des Gleitprinzips, welches in der Periode der Anfahrt auf dem Wasser in Frage kommt, sowie das Flugboot Abb. 87 und 88, bei dem die wasserdicht durchgebildeten unteren Tragdecks in der Ruhelage zur Erhöhung der Querstabilität ins Wasser eintauchen und während der Anfahrt dazu dienen sollen, die gleitende und hebende Wirkung des eigentlichen Bootes zu unterstützen, eine Annahme, die sieh nach dem Versuch ebenfalls als unrichtig erwiesen hat.

Diskussion.

Der Vorsitzende, Herr Geheimer Regierungsrat Professor $r.=onfl. Busley:

Meine Herren! Der Vortrag des Herrn Schaffran hat für viele von uns ganz neue Gesichtspunkte gebracht, und es wäre gewiß erwünscht, wenn eine Erörterung seinen Ausführungen folgen würde. Leider ist es aber unter den heutigen Verhältnissen nicht möglich, den Vortrag zu diskutieren. Ich kann daher dem Herrn Vortragenden für die Mühe und die Arbeit, der er sich in unserem Interesse unterzogen hat, nur wärmstens danken. (Lebhafter Beifall.)

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