EAST GERMAN AVIATION MAGAZINE DEUTSCHE FLUGTECHNIK

• Document Type: CREST
• Collection: General CIA Records
• Document Number (FOIA) /ESDN (CREST): CIA-RDP81-01043R002000220008-3
• Release Decision: RIPPUB
• Original Classification: C
• Document Page Count: 48
• Document Creation Date: December 23, 2016
• Document Release Date: June 3, 2013
• Sequence Number: 8
• Publication Date: April 18, 1958
• Content Type: REPORT

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,
-
50X1 -HUM
INFORMATION REPORT INFORMATION REPORT
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18. U.S.O. Secs. 793 and 794, the transmLwion or revelation of which in any manner to an unauthorized person is prohibited by law.
COUNTRY
East Germany
50X1-HUM
SUBJECT East German Aviation Magazine
Deutsche Flugtechnik
DATE OF
INFO.
PLACE &
DATE ACQ.
REPORT
DATE DISTR. 28 APR 1958
NO. PAGES 1
REFERENCES RD 50X1 -HUM
SOURCE EVALUATIONS ARE DEFINITIVF AFFRAIRAI rIF cnklrphrr ig TFKITAI1V1
?
three issues cyr? ?
-50X1 -HUM
East German technical aviation magazine Deutsche Flugtechnik,
dated 2 June 1957, July/August 1957, and September/December 1957.
The attachment is unclassified.
PROCESSING COPX
STATE X ARMY
X NAVY
X if R X FRI
50X1 -HUM
50X1 -HUM
AEC
50X1 -HUM
(Note: Washington distribution indicated by "X"; Field distribution by "*".)
INFORMATION -REPORT INFORMATION REPORT
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MITTEILUNGEN ZUR FACHLICHEN INFORMATION
FUR DIE MITARBEITERIDER LUFTFAHRTINDUSTRIE
DER DEUTSCHEN DEMOKRATISCHEN REPUBLIK
Auflerer Tragflugel fur die IL 14 P in der Bauvorrichtung
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beutsche
fiugtechnik
HEFT 3/4 JULUAUGUST 1957
1. JAHRGANG-
Zlin 126 ?Trener"
Sport- und Schuhlugzeug, zweisitzig
Triebwerk: Walter-Minor 4-111
4-Zylinder-Reihenmotor
105 PS Startle!stung
Spannweite
tinge
Hoist
MITTEILUNGEN ZUR FACHLICHEN INFORMATION FOR DIE MITARBEITER DER LUFTFAHRTINDUSTRIE
DER DEUTSCHEN. DEMOKRATISCHEN REPUBLIK
Tragflicheninhalt
Leergewicht
Fluggewicht
Tragflichenbelastung
Hochstgeschwindigkeit
Reisegeschwindigkeit .
Landegeschwindigkeit
Gipfelhbhe .
Reichweite
10 30 m
14,90 m1
7505 kg
60 kg
SI kg m2
? 205 km h
, 180 km'h
, 4574 km h
60 m
600 km
Die kiirzesten StraBen
f?hren iiber den Pol
L 40 ?Meta Sokol"
Sport- und Reiseflugzeug, dreisitzig
Triebwerk: Walter-Minor 4411
4-Zylinder-Reihenmotor
105 PS Startleistung
Hohe
Tragfticheninhalt
Leergewicht
Fluggewicht
Tragflichenbc4astung ?
Hochstgeschwindigkeit
Reisegeschwindigkeit
Landegeschwindigkeit .
GipfelhOhe
Reichweite .
10,00 m
7 35 m
220m?
. 13,80 ms
425 kg
780 kg
56,6 kg m'
240 km is
212 km'h
75 km is
4800 m
. 1000 km
DK 656.7(211)
Schon vor 20 Jahren befog Tschkalow
als Erster die Transpolarroute
Am 10. September 1956 nahmin Pan American World Airways den Direkt-Flug-
verkehr zwischen der amerikanischen WestkOste und Europa Dber den Hordiol
auf. Berths am 24. Februar 1956 dieses jahres eroffnete di* Skandinavisthe Luft-
verkehrsitsellschaft (SAS) den planmiOigan Passagierverkehr auf der Transpolar-
route von Kopenhagen nach Tokio. Damit wurde die 16000 km Janie Flugroute
nach Ostasien auf 12800 km verktirrt.
Diese Tatsachen sind uns Anlan zu einer WOrdigung des vor
20 Jahren von Valerij Tschkalow durchgefuhrten Transpolar-
fluges von Moskau nach Amerika (Bad 1) Mit chesem Rug, der
in seiner Bedeutung wahrscheinlich noch den Lindbergh-Aug
Ober den Nordatlantik Obertrifft. wurden die ersten Voraus-
setzungen fur den heutigen transpolaren Luftverkehr geschaffen.
Bild 2. Das sowjetische Langstreckenflugzeug ANT-25 (1937)
Transarktisflug des Australiers Sir George Hubert Wilkins 1928
(Point Barow-Spitzbergen, 3200 km. Lockheed ?Vega")
brachten kaum nennenswertes Licht in diese Verhaltnisse.
1937 unternahm dann die Sowjetunion ihren erfolgreichen Grof3-
angriff auf die Transpolarroute. Am 18. Juni 1937 startete der
bekannte sowjetische Pilot. Held der Sowjetunion, Valerij
Tschkalow, mit seinen Begleitern Beljakow und Baidukow in
einer einmotorigen ANT-25 (Bild 2 und 3) auf dem Flugplatz
Schtschelkowo bei Moskau zum Flug Ober den Pol. Nach 62 Stun-
den landete die Besatzung bei Portland in Kalifornien. Die
geflogene Strecke betrug 9605 km und stellte damals zugleich
einen Langstreckenweltrekord dar.
Technische Daten der ANT-25
Reihenmotor 950 PS
Spannweite 34 2 m
?Super Aero" 45 S
Sport- und Reiseflugzeug. vier- bis hinfsitzig
Triebwerk: Walter-Minor 4-111
4-Zylinder-Reihenmotor
2 x 105 PS Startleistung
Spannweite 12 30 m
7,55 m
Mae ......... 2,30 m
Tragflicheninhalt 17 10 m2
Leergewicht 860 kg
Fluggewicht ? . . ? 1500 kg
TragfLichenbelastung ?
? 87,8 kg rn2
Hachstgeschwindigkeit ?
? 300 km is
Reisegeschwindigkeit . ? . 260 km is
Landegeschwindigkeit
. . 80 km h
Gipfelhahe 6400 m
Reichweite 1500 km
Lange 13,4m
HOhe 5,5 m
Tragflacheninhalt 87,9 m2
Leergewicht 4;2t
Gesamtlast 7,1 t
Fluggewicht 11,3t
Tragflachenbelastung . . 128,5 kg/m2
Wenige Tage darauf flog der Pilot Gromow ebenfalls mit einer
ANT-25 zur Vertiefung der gem achten Erfahrungen auf gleichem
Kurs von Moskau Ober den Nordpol und erreichte nach 62 Stun-
den und 17 Minuten die USA. Er landete nach 10500 km Flug-
BiW 3. Dreiseitenansicht der AHT-25
Bad 1. Flugwege von Tschkalow und Gromow
Herau5geber: Verwaltung der Luftfahrtindustrie. ? Mit der He-ausgabe beauftragt Zentralstelle (Jr Literatur und I ehrmitte Dresden-N. 2. PostschLe0fach 43.
Redakt.onskollektiv. Doering. Besinger. Ing. Borsari, DiptAng. Buchner. Ing. .Eberhard. Eimer. Dirzt.-Ing. Everting. D-p".-Phys. Dr. oec Gest. Ober-
mg. Gr,ebsch. Mg. Hartlepp. Hauptouchhalter Ketlermann. Prof. Landmann. Ing. Lorenzen. Dr.-Ing. Maschek. Ocering. Mindach. Ing. Prozscha. Iustittar Seger:.
Verantwortlicher Redakteurt D,D1.-lryg Helmut Schne.der. ? Atte Rechte an den Aufsitzen. Ocersetzungen tmd Bildern behlt sacra ctie Zentralstelle or. Auszage
nor mit Duellenangabe zulassig. ? De ?Deutsche Flugtechnik" erscheint monatlich und ist am Halbiahresaconnement zum Preise von DM 3? (He(tnre.s
DM 0.50) Ober die technischen Abteitungnn der Betriebe zu erhalten. ? Abbestellungen mussen soitestens drei Monate %is- Ablaut' des Hatbiahres eirgehen.
Machbestellungen konnen lederzeit aufgegecen uerden. Liefermaglichkeit vorbehalten. ? Satz Lind Druck 6bernimrnt am Auftrage des VEB Verlag Technik
Berlin 2. Oranienburger Str. 13-14. VEB Druckerei der Werkatigen in Halle (Seale). Genehmigt fur Kultur. HV Verlagswesen. Lizenz-Nr.: 4210
Der Gedanke, Amerika und Ostasien auf kOrzestem Wege Ober
den Nordpol zu erreichen, ist nicht neu. Doch schwierige Navi-
gationsprobleme und bis in die neueste Zeit unbekannte mete-
orologische Verhaltnisse, insbesondere Ober dem Pol der Un-
zuganglichkeit zvnschen Alaska und dem geograflschenNordpol,
setzten TranspolarflOgen eine fast untiberwindliche Schranke ent-
gegen. Auch der Rug Amundsens mit dem Luftschiff ?Norge"
1926 von Spitzbergen Ober den Nordpol nach Alaska und der
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strecke in der Nahe der amerikanischen Marine(lusbasis San
Diego Ell) dritter Versuch. die USA auf der Transpotarroute
zu erreichen, scheiterte. tm Spatsommer 1937 verschwand eine
fiinfkopfige scr.vietische Besatzung unter Rihrung des Piloten
Lewanewski mit einer viermotorigen ANT-6 zwischen dem Nord-
p01 und Alaska Trotzdem hatten die Rage. die durchschnittlich
in 6000 Meter Mlle erfolgten, bewiesen, da6 der lange Zeit
angezweifelte Aug auf der Transpolarroute moglich ist. Der Krieg
unterbrach weitere Versuche,
Aus AntaB des 20. Jahrestages des Tschkalow-Fluges forderten
kurzlich mehrere sowjetische Zeitungen ebenfalls die Emrich-
tung einer sowjetischen Transpolarfluglinie. Flu 153
Das Profil und seine wesentlichen Eigenschaften
im Unterschallbereich
Von Dr.-Ing. W. Lehmann und !lig. G. Koscielny
Eine der wichtigsten Aufgaben des Aerodynamikers beim Ent-
wurf eines neuen Flugzeugmusters ist die Festlegung der Flfigel-
und Leitwerksprofile. Die Leistungen und Eigenschaften eines
Flugzeuges h?en so wesentlich von der Profilierung des Trag-
flagels ab, da6 fur jeden Verwendungszweck fast der gesamte
damit zusammenhangende Fragenkomplex neu aufgerollt und
durchdacht werden
Mid I. Otto Lilienthal, 1848 his 1896
Diese Bedeutung des Profits
wurde bereits von den Pio-
nieren der Luftfahrt erkannt,
und sie legten mit ihren Ar-
beiten den Grundstein zu
unseren heutigen Kennt-
nissen. In den 80er Jahren
des vorigen Jahrhunderts
waren es die Brilder Otto
und Gustav Lilienthal, von
denen besonders Otto Lilien-
thal (Bild 1) richtungswei-
sende empirische Arbeiten
auf dem Gebiete der Profit-
forschung leistete.
Er frihrte als erster syste-
matische Profilmessungen an
einem Rundlaufgerat, das als
Vorlaufer f?r einen Wind-
kanal anzusehen ist, durch
und erkannte auf Grund die-
ser Messungen eindeutig die Oberlegenheit des gewolbten Pro-
fits gegenilber der ebenen Platte. Den Ausgangspunkt f?r die von
ihm entworfenen Profile bildete der Vogelflagel (Bild 2a). Von
ihm stammt die auch heute noch abliche kurvenmage Dar-
stellung der Profilwerte, bei der der Auftriebsbeiwert ca als Or-
dinate und der Widerstandsbeiwert cw als Abszisse aufgetragen
werden. Dieses sogenannte Polardiagramm, das unten noch aus-
fithrlich beschrieben wird, wird auch Lilienthal-Polare genannt?
Die erste bedeutende theoretische Untersuchung auf dem Ge-
biete der Profilforschung wurde von N. E. Shukowski (1847-1921)
durchgettihrt. Er entwickelte mit Mlle der konformen Abbildung
Profilserien, deren Eigenschaften leicht berechnet werden konn-
ten. Die nach ihm genannten Shukowski-Profile (Gild 2b) sind
vor allem dadurch gekennzeichnet, daB ihr Hinterkantenwinkel
gleich Null ist. Der Hinterkantenwinkel hat esnen wesentlichen
EinfluB auf die Profileigenschaften.
Den groBen Vorteil der dicken Profile hat Junkers als erster er-
kannt; er schuf den freitragenden Tiefdecker durch Ausnutzen
34
DK 533.69.042-71-
533.6.011 3
der groflen Bauhohe des dicken Profits fix den Festigkeitsverband
Aufbauend auf den Shukoswki-Profilen wurden insbesondere bei
der AVA (Aerodynamische. Versuchs-Anstalt) in Gottingen. die
1907 errichtet wurde, systematisch die verschiedensten Profit-
formen entwickelt und im Windkanal vermessen. Von diesen
Profilen wurden viele erfolgreich im Motor- und Segelflugzeugbau
benutzt (Bild 2c).
Die erste groBere Systematik wurde in den USA von der NACA
(National Advisory Committee for Aeronautics) geschaffen, die
1937 eine komplette Sammlung der Versuchsreihe Ober diese
NACA-Profile (Bild 2d) veroffentlichte In dieser Sammlung waren
u. a. auch wertvolle Versuchsergebnisse Ober den EinfluB der Rey-
noldsschen Zahl Re enthalten. Die Reynoldssche Zahl Re . v.I
bei der v =Fluggeschwindigkeit in m/s, I = Flitgeltiefe in m
und v kinematische Zahigkeit der Luft in m/s bedeuten, ist
em n MaB fur die Obertragbarkeit der im Windkanal ermittelten
aerodynamischen Beiwerte auf die geometrisch ahnliche Gro3-
ausfuhrung. Diese Beiwerte kOnnen bei Gleichheit der Reynolds-
schen Zahl unverandert Obertragen werden.
Wichtige Forschungsarbeiten auf dem Gebiete der Profilent-
wicklung wurden auch bei der DVL (Deutsche Versuchsanstalt
fur Luftfahrt) in Berl in-Adlershof du rchgefah rt.
Die wesentlichsten theoretischen und experimentellen Unter-
suchungen Ober die in den letzten 18 Jahren entwickelten so-
genannten Laminarprofile (Bild 2e), Profile, deren grate Dicke
in etwa 40 bis 5000 ihrer Tiefe liegt, wurden ebenfalls von der
NACA durchgefiihrt. Diese Profile zeichn en such du rch besonders
niedrige Widerstande aus. Da jedoch diese Profile ganz beson-
end 2
Entwicklung
der FlOgelprofile
seit Lilienthal (1588)
a
Lilienthal
Shukoiiiki
Ob'ttingen 535
1411111010mm:,_
.2_41111111111_
//ACA 23-015
-
MCA 502-215 (thaliaarprofil)
DEUTSCHE FLUGTECHN1K ? 1957 H. 3/4
dere Anfo rderungen an die Oberflichenbeschaffenheit der Trag-
nage! und Leitwerke stellen, k9h,nten sic erst nach Entwicklung
neuartiger Bauweisen, die eine glatte Fl Ogeloberfl ache gewah r-
I eisten, Anwendung
Urn in die Mannigfaltigkeit der Profilformen eine gewisse Syste-
matik zu bringeh und ihre Eigenschaften vergleichen zu kOnnen.
muB man die Profile an Hand charakteristischer geometrischer
Parameter ordnen.
Die wichtigsten Parametpr eines Profits sind:
die groBte Wolbung = f/I
X
die Lage der greaten WOlbung 4=7
die grOBte Dicke (3= d/I
der Nasenradius e= nt
x
due Lage der gr8Bten Dicke
der Hinterkantenwinkel x
Dabei ist das gewolbte Profit so aufgebaut, dal3 die Ordinaten
eines?symmetrischen Profits, das als Profiltropfen bezeichnet
wird, urn jeden Punkt auf der Senkrechten zur sogenannten
Skelettl inie aufgetragen sind (Bild 3). Die Skelettl inie stellt somit
die geometrische Mittellinie des Profits dar.
Entsprechend diesen charakteristischen Werten hat sich in
Deutschland eine Profilbezeichnung eingeburgert, nach der die
einzelnen Ziffern die Profilparameter in der oben angegebenen
Reahenfolge in % der FlOgeltiefe angeben. So besitzt z. B. das
Profit:
1,0 35 12-11
1,0% Wolbung?lj
in 35% der Tiefe
12% Dicke
40 /150
I? Hinterkantenwinkel x=15?
AroBte Dicke in 40% d.Tiefe
iNasenradaus r/I = 1,1. e/152
Die Profilbezeichnungen der NACA sand ahnlich aufgebaut.
Bad 3. Prealbeznichnungen
Flugbahn
Bild 4. Krifte ant TragflOgipre414
A Auftrkb, sinkreat air Aratremrichtuog
W Wideratand, In Arestranerichonng ?
N Iforntalicratt, soiereidtt :or Proalsolwes
T Tangentialkraft, la lichtma( dor Profanities
R roadderendt Lalticrit. ?
a ??? Anstellwinkel
DEUTSCHE FLUGTECHN1K ? 1957 H.3/4
3)
1)
I
C 401 go 403 0,04 405 405
Profilwidcrstandsbeiwert cwp
T 405
a
4111111111111111111111".."'
--415
4)
41111111111
?-?.? 0
407
0,10
mid 5. Marta synonserisdesr Praia' "Indellaleir. Ikits
:
Der EinfluB dieser Parameter auf die am Profit auftretenden
Krafte und Momente kann an Hand systematischer,Messungen
erfaBt und hiernach die Auswahl des jeweils geeigneten Profits
getroffen werden. Da die auf das Profit wirkendehKraftilBild 4)
im Bereich kleiner Anstellwinkel propOrtional der FlOge.INChe
und dem Staudruck sind, 'carmen sie durch dimensionslose lAi-
werte dargestellt werden. Mit dieSer Darstellungsweis,e?ergibt
sich auBerdem eine gute Moglichkeit. Verglekhe:zwischen den
verschiedensten Messungen ziehen zu?kOnnen,
Es ist der Auftriebsbeiwert:
der Widerstandsbeiwcrt:
der Momentenbeiwert: cin=
q? F.10
A
F
;7 44:14'
? ItStir;..:1
"-;o-
.??
Dabei bedeuten:
A der Auftrieb in kg
W der Widerstand in kg
M das Moment in mkg
q = 4gv2 der Staudruck in kg/m2
F die TragflOgelflache in m2
lp die aerodynamische Bezugstiefe in m.
Die Koeffizienten werden im allgemeinen in der oben erwahnten.
Polai-endarstellung ca = f(ow) aufgeieichnet (gild 5). Diese Dar-
stellung What u.' a. den Vorteil, daB man sofort au's der Veibih-
durigslinle des Nullpunktes mit einem Punkt der Kurve den-
_
Wert ? erhalt. Dieser Wert gibt den Gleitwinkel 'des Trak-
ca ?
r
e
,
flOgels an, d. h. den Winkel, unter dem er bei einei-..clUreh den ?
Auftriebsbeiwert bestimmten Geschwindigke it zu r Eibe gleit,e0 ?
wOrde. Die Tangente an die Polare OA den besten,.d.h If:Iiige!.'5;i.
`..* -
sten Gleitwinlel an. - :? ??
? 7, j"..;
- "
??
?
?
? ?-3,-ec,;;AATI
o- ? -.44Z,..e.`"..
????.'
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Declassified in Part - Sanitized Copy Approved for Release 2013/06/04: CIA-RDP81-01043R002000220008-3
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t- khia.
- -1- .
-t?fl,iichNierkftektitinctlittl,rk, Vo daEl Pre:file mit end-
, ?--1. ' ? ....lichii??oickesegr"..sdpil?cier ebL:nsiviNatte'Oberiegen -sind. Der
- -17ict.uiftneb WiChst mit iteigeiiik'r Dicke und erreicht bei
igiet bes_tirmi,ittn.?.Frafildicke !einen Maxirnalwert (Bild 7).
_ ?rirnerifaesen4, Icann maf.t c;twi fOr em n glattes Profli ohne
-.;?:.';-?; ? ittappertaussdgag sagen:.
a Erne Profidicke 'Von 12 bis 15% ergibt
dent. Hachitauftriebsbeiwert.
Is Der minimae Widerstaildsbeiwert ist
ringer die maximale Profildicke ist.
gild 10. Druckverteilung Ober die TiMe bei einem Anstellwinkel a 20 und der
Mach-Zahl M oo 0,4 (Auftriebsbeiwert ca 0,3)
?
Wit werden nun durch die verschiedenen Formparameter. die
Proflleigenschaften beeinfluBt r
- 1. Villbeag and Lags elleipleks WINIbemg
, Betrachtet man die Polaren von Profen. die den greichen Profit-
?tropfen besitien, deren graate Walbungen abet: unterschiedlich
sinso stellt man u. a. folgende wichtige Unterschieck fest:
a Or Auftriebsbeiwert c steigt mit zunehmen-
der ProftWalbtmg (Bild 6). Diese Steigerung finckt jedoch nur
bis zu, einer bestimmten Wok:ging statt; sie ist auBerdern von
. 'dirbige der graBten W-dilbung und der TropSenform abhingig.
b ?tolit,z.unehmender Walbung verlagert sich der minimae Profit-
widerstandsbeiwert zu einem gr66eren Auftriebsbeivm_rt; er
wIchst dabei etwas an.
,
Diese groDen Vorteile der -Wolbung hat bereits Lilienthal an
?
der gewolbteil Platte erkannt
und bei seinen Tragfliigelprofilen
ausgenutzt.
Die ProfMilbung und ihre Lage
bestimrnen das Luftkraftmoment,
das den FlOgel verdrehen will;
seine Gr8Be ist fix die Dimen-
slonierung des TragflOgels auf
Verdrehrestigkeit mit ausschlag-
gebend.
Die Profildicke beeinflufit in
wesentlich starkerem Malk als
die Wo: bung die GroGe des"mini-
malen Widerstandsbeiwertes und
den e,rreichbaren Hachstaftrieb.
Die in Bild dargesteilten Profk: '
mit unterschiedlichemDickenver-
haltnis zeigen, da 2 die in Lang's-
richtung angestrarrhe ebene
Platte den geringsten Wider-stand
besitzt. Ihr Widerstand besteht
praktisch nur aus dem Reibungs-
widerstand. Sie weist bei a=0?
keinen durch Verdrangung der
3. Lage der groBten Profildicke, Nasenradius und Hinterkanten-
winkel
Diese drei Formparameter charakterisieren die Form des Profit-
tropfens: in gewissen Grenzen ist immer einer mit dem anderen
gekoppelt. Von ihnen hat vor allem die Lage der groaten Profil-
dicke einen entscheidenden Einfluf3 auf das Widerstandsverhalten
des Profi:s sowohl im Hinblick auf den erreichbaren Minimalwert
als auch auf den Widerstandsanstieg bet hohen Mach-Zahlen. Bis
-I
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I .
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0 4005 -40i ,4015
Profiltriderstundsbeiwat
,
led II. Ptililmiirsimehikaiwrt lbw Freels NAGISOIS e
usa INICk 44;115 Althiailigkale Tam Marimba-
Wynn,
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../1 c
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13
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Bild It. Polaren der Profile NACA 23015
und NACA 662-215 bei verschiedenen
Mach-Zahlen
NACA 66,-215 ---
NACA 23 015 ? ? ? ?
nahme des Flochtsauftriebes in Kauf nehmen. Bild 8 zeigt die
Polare eines alteren Profits NACA 23015 verglichen mit der
eines sogenannten Laminarprofils NACA 662-215 gleicher Dicke.
Im ca-Bereich von 0 bis 0,4 betr? der Widerstands-
beiwert des Laminarprofils cWp = 0,003 gegen cwp= 0,0063
des Profits NACA 23015. Der Widerstandsgewinn fOr den Reise-
flog also betrachtlich. Der Hochstauftriebsbeiwert ist dem-
gegeraiber von ca,? = 1,71 auf cam), = 1,49 abgefallen (Bild 9).
Das bedeutet eine Erhahung der Minimalgeschwindigkeit urn
ungefahr 4%.
Bei den heutigen schnellen Verkehrsflugzeugen muf3 aber auch
das Verhalten der Profile hinsichtlich ihres Widerstandsanstiegs
bei hohen Mach-Zahlen untersucht werden. Auch hier weisen
die Laminarprofile eindeutige Vorteile gegenOber den alten Pro-
filen mit 30% DickenrOcklage auf. Die an ihrer Oberflache auf-
tretenden UnterdrOcke (Bild 10) und somit auch Obergeschwindig-
keiten sind beim gleichen Auftrieb niedriger als bei den alten
Profilen, so clan erst bei einer hoheren Mach-Zahl Ortlich
an einem Punkt des Profits die Schallgeschwindigkeit er-
reicht bzw. Oberschritten wird. Das bedeutet, daB auch der
Widerstandsanstieg infolge der Zunahme des Druckwiderstandes
bei hohen Mach-Zahlen erst spater einsetzt. Bild 11 zeigt die
Polare der beiden oben erwahnten Profile far verschiedene
Mach-Zahlen. Aus diesem Diagramm ist ersichtlich, claf3 bei
M=0,7 das Laminarprofil bei ca -= 0,1 bis 0,3 noch praktisch
den gleichen Widerstand wie bei kleinen Mach-Zahlen besitzt,
wahrend das andere Profit bereits den doppelten Widerstand
bei ca = 0,3 aufweist.
Ihr Vorteil wird allerdings nur in Verbindung mit einer genauen
und sorgfaltigen Fertigung voll ausgenutzt. Es mussen samtliche
St?rungen der glatten Profiloberflache wie Nietkopfe, Wellen
M=
0,8
0,7
075
0,
08
--
075
_
?
1
i
/
/
1
_
,?
,
?
1,01 402 0,03 0,04 405 0,06 1j07 0,08 4'09 0,10 L11 0,12
Profilwiderstandsbeiwert C
Wp
Ende der 30er Jahre hatten die Profile fast ausschlieBlich die
groBte Dicke in etwa 30% ihrer Tiefe. Eingehende theoretische
und experimentelle Untersuchungen der Stromungsvorgange
am Profil zeigten jedoch, daB durch ZurOckverschieben der
maximalen Dicke auf 40 bis 50% der Tiefe eine beachtliche
Widerstandsverminderung zu erzielen ist.
Der Widerstandsgewinn, der bis zu 50% gegeraiber den friiheren
Profilen betragt, ist jedoch nur in einem bestimmten Bereich
kleiner Anstellwinkel, wie sie beim Steig- und Reiseflug vor-
kommen, vorhanden. Bei hoheren Auftriebsbeiwerten mu? man
sowohl eine VergraBerung des Widerstandes als auch eine Ab-
insbesondere am Profilvorderteil peintich vermieden werden;
eine Oberflachenrauhigkeit, die 10 p=-- 0,01 mm Oberschreitet,
macht sich bereitsstorend bemerkbar, und bei grof3eren Werten
kann eine bedeute'nde WiderstandsvergroBerung auftreten.
Man sieht also, dal) in den letzten 15 Jahren noch em n bedeutender
Schritt nach vorn in der Entwicklung von Profilen fur das Unter-
schallgebiet getan wurde, und es besitzen bereits eine groge
Anzahl moderner Flugzeuge derartige Laminarprofile.
Literatur
1. L. Prandtl, Ergebnisse der aerodynarnischen Versuchsanstalt zu Gottingen.
Lieferung 1?IV
2. I. Abhott und A.v.Doenhoff, Theory of wing sections Flu 123
d for Release 2013/06/04 CIA-RDP81-01043R002000220008-3
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Declassified in Part - Sanitized Copy Approved for Release 2013/06/04: CIA-RDP81-01043R002000220008-3
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Gegenwdrtiger Entwicklungsstand der Segelflugzeuge
Yon A. Jensen unci F. Gottschlich
Entwicklung
In der verhaltnismal3ig kurzen Zeit der Segelflugzeug-Entwick-
lung, etwa vom Jahre 1920 bis heute, sind auf der Welt sehr viele
Typen konstruiert und gebaut worden. Deutlich zeichnen sich
mehrere Entwicklungsstufen ab. Wahrend die Zeit von etwa
1920 bis 1928 dem Nachweis des motorlosen Fluges gait? haupt-
sachlich als Hangflug in der aufsteigenden Luftstromung an
HiThenzagen ? wurde im Jahre 1928 em n neuer Entwicklungs-
abschnitt eingeleitet, als man die thermischen Aufwinde far den
Segelflug auszunutzen lernte. Man wurde frei vom Hang und
konnte jetzt auch in der Ebene fliegen. Diese Maglichkeit abte
einen grol3en EinfluB auf die weitere Entwicklung der Segel-
flugzeuge aus.
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1920
1930
1940
1950
360
Bad 1. Anwachsen der Tragflichenbelastang deutscher Leistungssegelflugzeuge
In Bild 1 sind die Tragflagelbelastungen einiger bemerkens-
werter deutscher Leistungssegelflugzeuge aufgetragen. Es ist
zu erkennen, daB sich im Laufe der Entwicklung die Tragflagel-
belastung mehr als verdoppelt hat und damit auch die Flug-
geschwincligkeiten entsprechend angewachsen sind. Wahrend
man beim Segeln am Hang geringe Fluggeschwindigkeiten be-
natigt ? verbunden mit maglichst geringem Sinken ? kummt
beim Thermikflug die Forderung nach guter Gleitzahl hinzu, urn
im Bedarfsfall die gewonnene Hobe in eine maglichst weite Flug-
strecke umzusetzen. Die bessere Gleitzahl bedingt groBere Spann-
weite und bessere aerodynamische Durchbildung; beide erfor-
dern aber em n hoheres Baugewicht, wodurch die Segelflugzeuge
schneller werden. Die Erhohung der Fluggeschwindigkeit ist
zwar far Strecken- und Zielflagewillkommen, jedoch beim Kreisen
in begrenzter Thermik kaum zu gebratichen So zeigt die Ent-
wicklung ausgesprochene Streckenflugzeuge mit hohem Bau-
gewicht (z. B. HKS 1 mit groBem Gewichtsaufwand far gute
Formhaltung) und auch leichtere, langsamere Segelflugzeuge,
die bei entsprechender Wetter! age durch Mitnahme von Wasser-
ballast schwerer und damit schneller gemacht werden !carmen
(z. B. HKS 3, Lom 55, Breguet 901).
38
DK 629.135.15.004.15
533.666.6
Nach dieser einleitenden Betrachtung Ober das Anwachsen der
Tragflagelbelastungen von Leistungssegelflugzeugen folgt eine
Gliederung der heute in Gebrauch befindlichen Segelflugzeuge
far die verschiedenen Verwendungszwecke. In Tafel 1 sind von
diesen Segelflugzeugen far die genannten Verwendungszwecke
die Spannweiten, Fluggewichte und die erreichten Gleitzahlen
und Sinkgeschwindigkeiten zusammengestellt. Alle Typen lassen
sich mit Ausnahme weniger extrem gebauter gut in dieses
Schema einordnen.
Gleitflugzeuge
Die Anfangerschulung findet heute noch zum groBten Tell mit
begen und einfachen Gleitflugzeugen statt. Fast jede Flugsport
treibende Nation besitzt far die Anfingerschulung einen solchen
Typ. In Deutschland ist es der bekannte und bewahrte im
Jahre 1938 konstruierte Schulgleiter SG-38 (Bild 2). Die Typen
der anderen Lander, wie z. B. die ?IS-3" in Polen?.Pik" in Finn-
land, ?Harbich" in Osterreich usw., weichen nur unwesentlich
vom SG-38 ab. Die Herstellung dieser Segelflugzeuge erfordert
nur einen geringen Aufwand an Bauvorrichtungen und kein be-
sonderes fachliches Kamen, so clan die einzelnen Fliegergruppen
ihre Schulgle.ter schon aus Erziehungsgranden meist selber
bauen.
hungssegelflugzeuge
Far den For tgeschrittenen braucht man Obungsflugzeuge mit
ausgesprochen guten Flugeigenschaften, die gute Gleitzahl en
und geringe Sinkgeschwindigkeiten besitzen und damit Strecken-
und Thermikflage ermoglichen.
In dieser Klasse gibt es eine groBe Auswahl bewahrter Typen.
Einige besonders gut gelungene Konstruktionen aus der Zeit
vor 1939, wie das ?Baby" (Bild 3), das standig verbessert wurde
Tafel 1
Segelflugzeug-
Klassen
Spann-
weite
b
m
Flug-
gewicht
G
kg
Beste
Gleitzahl
c
Geringste
Sink-
geschwin-
digkeit
ws
mis
Gleitflugzeuge fur
Anfingerschulung
10
150 bis 200
10 bis 11
1,2 bis 1,3
?bungs- und Lei-
stungs-Einsitzer
10 bis 15
200 bis 300
18 bis 25
0,70 bis 1,0
Hochleistungs-
Einsitzer
15 bis 18
330 bis 400
28 bis 40
0,56 bis 0,7
Schul-Zweisitzer
13 bis 17
400 bis 500
18 bis 24
0,9 bis 1,0
Leistungs-
Zweisitzer
17 bis 20
520 bis 560
26 bis 40
0:6 bis 0.8
DEUTSCHE FLUGTECHNIK 1957 H. 3/4
DEUTSCHE FLUGTECHNIK ? 1957 H. 3/4
? und die bekannte ?Meise" (Bild 4), die 1939 als Einheits-
segelflugzeug far die Olympischen Spiele 1940 entwickelt wurde,
werden bei uns und auch im Ausland heute noch industriell in
groBer Stackzahl gebaut.
Von den nach 1945 herausgebrachten Typen ist in bezug auf
Leistung oder Bauweise in dieser Klasse von Seglern kaum emn
besonderer Fortschritt zu verzeichnen. Eine Ausnahme macht
lediglich der von den Gebradern Fauvel (Frankreich) konstruierte
schwanzlose Kleinsegler AV-36 ?Fliegender Flagel" (Bild 5).
Bild 6 zeigt eine Zweiseitenansicht dieses Flugzeuges. Die zum
Vergleich dargestellte ?Meise" in klassischer Bauart besitzt un-
gefahr gleiche Gleitzahl, 'lathe aber, weil in den Abmessungen
und im Gewicht groBer, teurer sein. Im Gegensatz zu anderen
schwanzlosen Segelflugzeugen wird von der Fauvel AV-36 be-
richtet, clan sie ?durchaus kla-sische Flugeigenschaften besitzt
und leicht zu fliegen ist". (Thermik 1953, Heft 12). Viele Lander
haben die Nachbaurechte far dieses Segelflugzeug erworben.
Fauvel A.V-36
Glestratif 1.14
1.4istun9sllugzrug
Melse
astitight 4.75
prisfungsflugzeug
Bad 6. Zweiseitenansichten
Zugvogel
Groltzahl 1,31
Hochlrisfungslluv?ug
bewihrter Leistungssegelflugzeuge
Hochleistungssegelflugzeuge
Far den Konner sind Hochleistungssegelflugzeuge mit den best-
moglichen Leistungszahlen notig, wobei in bezug auf die Flug-
eigenschaften einiges zugunsten der Lerstungen geopfert wird.
Die Hochleistungs-Einsitzer massen eigentlich in zwei Klassen
unterteilt werden ? in eine Klasse gut durchkonstruierter und
erprobter Flugzeuge, die industriell in groBerer Stackzahl
zu einem erschwinglichen Preis gebaut werden kOnnen, und in
eine Klasse, die jene hochgezachteten Super-Segelflugzeuge
darstellt, die, ohne Racksicht auf Kosten und nur in wenigen
Exemplaren gebaut, bei Rekord- und Wettbewerbsflagen Ver-
wendung finden. So zeigte die vorjahrige Segelflugweltmeister-
schaft in St. Yan, Frankreich, bei der die Teilnehmer mit
ihren neuesten tiberzachteten Lnd kaum bezahlbaren Segel-
flugzeugen erschienen, daB solche Veranstaltungen immer mehr
Von links oben nach unten
Bad 2. Schulgleiter SG-311
Bad 3. Ubungsehnitzer ?Baby OW
Bild 4. Ubungseinsitzer ?Melee..
Bild S. Ubungeeinsitter Fauvel AY-36
39
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zu einem technischen Wettrennen werden und das Sportliche
dab& in den Hintergrund tritt. Trotzdem sind diese Flugzeuge
die interessantesten, so daB es sich Ichnt zu untersuchen, mit
welchen Mitteln und mit welchem Aufwand die besseren FlUg-
leistungen erreicht werden. Den groBten EinfluB auf den Luft-
widerstand und damit auf die Gleitzahl des Flugzeuges hat be-
kanntlich die Streckung des TragflOgels A = b2/F (Spannweite2/
TragflOgelflache). Man ist also bestrebt, den TragflOgel mit
maglichst groBer Spannweite zu bauen, soweit dies unter BerOck-
sichtigung der Festigkeit bei tragbarem Gewichtsaufwand mog-
lich ist.
Bild 7 zeigt die Gleitzahlen bekannter einsitziger Segelflugzeuge
in Abhangigkeit von der TragflOgelstreckung. Es gibt einen ge-
wissen Oberblick Ober die Baugute bzw. Ober den Aufwand, den
der Konstrukteur des Flugzeuges zur Erreichung der entsprechen-
den Gleitzahl getrieben hat. Segelflugzeuge ,deren Werte wesent-
lich unter der willkOrlich gezogenen Geraden liegen, sind be-
wuBt oder unbewuBt ? solche mit geringerer BaugOte oder mit
geringerem Aufwand (z. B. zu kleine FlUgel air den durch die
Abmessungen des Flugzeugfahrers gegebenen Rumpf). Die da-
rOber liegenden Punkte sind Segelflugzeugen zugehorig, bei
denen man viel fur die Erreichung etner guten Gleitzahl getan
hat. Am auffallendsten tritt dies bet dem schon- erwahnten
schwanzlosen Kleinsegler Fauvel AV-36, bei dem durch Em-
sparung von Rumpf- und Leitwerkswiderstand die Gleitzahl hoch-
getrieben wurde, in Erscheinung. Das wohl modernste Flugzeug
dieser Art, die HKS 3, bei der \mei Aufwand zur Erzielung einer
sehr glatten Oberflache getrieben wurde, ragt aus dem Rahmen
dieser Betrachtung heraus. Die eeplankung des LaminarflOgels
ist durch Schaumstoffe gestOtzt, urn das Welligwerden der Ober-
flache zu verhindern. Die Sturzflugbremse im FlOgel ist aus
WiderstandsgrOnden durch emen Bremsschirm am Rumpfende
ersetzt, selbst der Widerstand des Querruders wurde eingespart,
da die Quersteuerung durch Verwolbung der auBeren Nagel-
profile erfolgt. Das V-Leitwerk ist selbstverstandlich vorhanden.
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30
20
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HKS 3
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FlOgetstreckung A
30
Bild 7. Weitz:Aden und TragflUtelstreckunren einsiteger Segelffugzeuge
40
Bild B. Leistungseinsitzer 3.9-1 ?EOLO..
Als Gleitzahl der neuen italienischen Konstruktion 3 V-1 ?EOLO"
(Bud 8), wird c = 43 angegeben. Dieser besonders hohe Wert
wird durch die extrem hohe TragflOgelstreckung erreicht. Natur-
gernaB ist durch das notwendige TragflOgelbaugewicht das Flug-
gewicht des Segelflugzeuges mit 450 kg besonders hoch. So be-
tragen z. B. die Fluggewichte der HKS 3 rd. 330 kg und der
Fauvel AV-36 nur 225 kg. Die ..EOLO" ist damit em n schnelles
Segelflugzeug, und die gute Gleitzahl ist nur bei besonderen
Wetterlagen auszunutzen. Bei Ausschlag der Wolbungslande-
klappen betragt die geringste Fluggeschwindigkeit nur 50 krnTh
und ist damitverhaltnismaBig niedrig. Das Flugzeug ist in Ciblicher
Holzbauweise ausgeflihrt.
Ein weiteres auffallendes Segelflugzeug in Bild 7 ist die D-30.
Dieses schon im Jahre 1938 von der Fliegergruppe der Techni-
schen Hochschule Darmstadt gebaute Versuchssegelflugzeug
mit der extrem groBen TragflOgelstreckung von A = 33 erreichte
nur eine Gleitzahl von c 37, was an der noch ungenfigenden
aerodynamischen Durchbildung und an der fur heutige Verhalt-
nisse schlechten Oberflachengtite gelegen haben mag. Urn die
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30
20
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HKSt
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CVV 8 ?Brevet 901
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FIdgetstreekung A
Bild 9. Gicitahlen tied Tragekelstreckaucen zweisitziger Sgelflurzeuge
30
DEUTSCHE FLUGTECHNIK ? 1957 H. 3/4
Durchbiegung des schlanken Tragflogels in ertraglichen Grenzen
zu halten, war der Holm aus Dural gebaut, der TragflOgel ent-
sprach der Oblichen Bauart: Holzgerippe mit Stoffbespannung.
FOr die Rumpfrohre wurde Elektron verwendet. Das Fluggewicht
betrug trotz der groBen Spannweite nur 275 kg.
Die neuen Hochleistungssegelflugzeuge besitzen nur teilweise
Laminarprofile. Die Bilder 7 und 9, in denen die Segelflugzeuge
mit Laminarprofil besonders gekennzeichnet sind, lassen er-
kennen, daB die Verwendung dieser Profile nicht die erwartete
Verbesserung gebracht hat. Dagegen ist der notige Bauaufwand
fur Konturtreue .und glatte Oberflachen fOr cit-men Laminar-
Nigel recht erheblich. Schon durch geringe Verunreintgungen an
der TragflOg2lnase (Insekten, Staub) wird der Widerstands-
gewinn wieder eingebuBt. Deswegen verwenden viele Konstruk-
teure sogenannte halblaminare Prcfile (z. B. Go 549), die auch
eine gewisse Widerstandsverringerung durch langeren I aminaren
Anlauf der Stromung besitzen und gegen Oberflachenstorungen
nicht so empfindlich sind wie die echten Laminarprofile.
Bild 6 zeigt die Zweiseitenanstchten von drei Segelflugzeugen
gle cher Klasse. Em n Vergleich der Preise dieser in Serie gebauten
Typen gibt emen Anhalt Ober den Aufwand, der zur Erreichung
der Flugeigenschaften und Leistungen notwendig war (Tafel 2).
Tafel 2
Type
Gle tzah;
C
Preis
DM
Kleimegler Fauvel
24
6003.?
UPtingssegier Heise
25
90711?
iiochieistungssegier Zugvogel
34
13500.?
Doppelsitzer
Diese mussen eigentlich in die Klassen Gleit-. Ubu".gs-, Leistungs.
und Hochleistungssegelflugzeuge ? ?hch den etnsitzigen
Segelfiugzeugen ? unterteilt werden. Doppelsitzige Gleit-
flugzeuge gibt es Jedoch kaum. Die in Btid 9 eingezeichneten
Punkte ?Grille" und ?Greif V" sind zwar neuere Konstruktionen,
aber nur threr geringeren Baukosten wegen far die Doppelsitzer-
Schulung an der Winde als Gleitflugzeug mit geringerer Gleitzahl
ausgelegt Allgemein flndet die Doppelsitzer-Anfangerschulung
heute mit Flugzeugen statt, welche die Leistungen und guten
Flugeigenschaften der ()bungs- bzw. Letstungseinsitzer haben
Der SegelflugschOler kann spater ohne Schwierigkeiten auf em-
sttzige Segelflugzeuge Obergehen. Als typischer Vertreter dieser
Bild 10. Hbungszweisitzer FES 530 ?Lehrmeister"
DEUTSCHE FLUGTECHNIK ? 1957 H. 3/4
Declassified in Part - Sanitized Copy Approved for Release 2013/06/04 ? CIA-RDP81-01043R002000220008-3
.F.???? -
?
-
Flugzeugklasse sei das in unserer Republik entwickelte und jetzt
in Serie gebaute Segelflugzeug FES 530 ?Lehrmeister" angefuhrt
(Bud 10). Es ist so ausgelegt, da0 die Flugeigenschaften, d. h.
Steuerbarkeit und sonstiges Verhalten in der Luft, weitest-
gehend denen des ?Baby" entsprechen. Dabei ist die Gleitzahl
mit e = 24 urn einiges besser. Bei guter Wetterlage ist dieses
Segelflugzeug auch f?r groBere StreckenflOge geeignet.
Nipp:Bremen-Lane
Gloated 22
ilbungsliogreu9
HKS-1
Gteltzahl ('38
Rekord und Wettbek ores-
Rug zeu9
Bild 11. Yergleith der Zweiseitenansicht eines GebrauchssegeHlugzeuges mit der
eines Wettbewerbssegelftugzeuges
Neuartig in seiner Konstruktion ist das 1952 bei Nipp ent-
wtckelte Segelflugzeug ?Bremen Lane" (Bud 11). Es ist fer den
Bau in groBerer Serie zu einem moglichst geringen Preis bei
annehmbaren Flugleistungen bestimmt. Diese Ganzmetallkon-
struktion hat einen abgestrebten RechteckflOgel mit Ober die
ganze Spannweite gleichen Rippen. Das Rumpfende ist als runde
Metallrohre leicht und emfach gebaut. Das V-Leitwerk ist wohl
r.,chtwe.gen des gertngeren Wtderstandes gewahlt, sondern ein-
Etiid 12. Hochleistungstweisitzer HKS
41
11
Declassified in Part - Sanitized Copy Approved for Release 2013/06/04: CIA-RDP81-01043R002000220008-3
fach deshalb, well es em n Leitwerksteil weniger erfordert als emn
normales Kreuzleitwerk. DaB fur dieses Baumuster auch emn
laminares FlOgelprofil gewahlt wurde, ist nicht ganz einzusehen;
denn bei diesem ausgesprochenen Billigbau, bei welchem Wr
die notwendige Oberflachengote der Laminarprofile nicht viel
getan werden kann, ware em n auf Bauabweichungen weniger ern-
pfindliches Profil sicher zweckma0iger.
AlsVertreter der hochgezachteten Doppelsitzer sind die italie-
nische ?CVV-8", die franzosische ?Breguet 904" und die deut-
sche ?HKS 1" (Bild 12) angefiihrt. Bei diesen Typen ist ebenso
wie bei den en tsprechenden Einsitzern ohne Rucksicht auf Bau-
kosten ? es handelt sich urn Einzelbauten ? alles getan worden,
urn eine hohe Gleitzahl zu erreichen. Die ?HKS 1" entspricht
in threr Konstruktion dem schon besprochenen Einsitzer ?HKS3".
Tafel 3
Type
Gleitzahl
c
Flug-
gewicht
kg
Preis
DM
Gleitflugzeug Greif
Gebrauchsflugzeug Nipp
Wettbewerbsflug zeug HK5-1
14
22
38
390
430
560
5000.?
rd 30000.?
Bild 11 zeigt die Zweiseitenansichten zweier Vertreter der
Doppelsitzerklassen: das billige Gebrauchsflugzeug von Nipp
und das sehr teur e Wettbewerbsflugzeug ? H KS 1". AbschlieBend
sind fOr die Deppelsitzer Beispiele angeffihrt, die zeigen, daB
mit der Flugleistung auch das Fluggewicht und die Baukosten
erheblich ansteigen (Tafel 3). flu 133
Flugzeug-Fahrwerke
Anforderungen, Bauarten, Start-, Londe- und Rolleigensthaften sowie Gestaltung der wichtigsten Bauteile
Von Prof. Dipl.-Ing. B. Baade
1. Anforderungen an das Fahrwerk
Das Fahrwerk dient dazu. dem Flugzeug einmal das Rollen am
Boden mit grinter Beweglichkeit und zum andern Start und
Landung zu ermoglichen. im einzelnen werden an das Flugzeug-
fahrwerk hierfOr folgende Bedingungen gestellt:
1.1 Allgemeine Anforderungen
Der Rollvorgang sell moglichst mit eigener Kraft, d. h. nur mit
Hilfe der Triebwerke des Flugzeuges durchgenihrt werden
kOnnen. Hierbei soil das Flugzeug sowohl leicht lenkbar als
auch ausreichend rollstabil sem. Es wird von awn verlangt, clan
es in der einmal eingeschlagenen Bahnrichtung moglichst lange
geradeaus weiterrollt und keine Neigung zum Ausbrechen zeigt.
Das Fahrwerk soil ferner das Flugzeug beim Oberrollen von
Bodenunebenheiten so welch abfedern, daB nur kleine StoB-
beanspruchungen auf die Zelle ithertragen werden.
Das Fahrwerk muB so ausgelegt sem, daB sowohl beim Start-
als auch beim Landevorgang der zur Abhebe- bzw.Landegeschwin-
digkeit gehorige Anstellwinkel erreicht werden kann.
Wahrend der Landung muB das Fahrwerk imstande sein, ale aus
der Sinkgeschwindigkeit resultierende kinetische Energie auf-
zunehmen und weitestgehend umzuwandeln, damit das Flugzeug
nach dem Aufsetzen nicht gleich einem Gummiball erneut in die
Luft geschleudert wird. Weiterhin soil das Fahrwerk ermoglichen,
das Flugzeug beim Ausrollen nach der Landung so zu bremsen,
clan die gesamte Landeenergie auf einer moglichst kurzen Strecke
aufgenommen wird.
Damit das Beladen und Betanken leicht und be9uem erfolgen
kann, ist es zweckmaBig, das Flugzeug am Boden durch das
Fahrwerk in horizontaler Lage zu halten.
Auf das Fahrwerk entfallt em n groBer Tell des Gesamtwider-
standes des Flugzeuges. Far Schnellflugzeuge muG daher ver-
langt werden, da0 das Fahrwerk wahrend des Fluges eingezcgen
werden kann.
42
DK 629.135.015,098
629 135.015 : 347 811.2
629 135.015.004 12
Das Fahrwerk ist mit etwa 5 bis 6 Prozent erheblich am Gesamt-
fluggewicht beteiligt. Diese Tatsache wiegt um so schwerer, als
das Fahrwerk wahrend des Fluges nicht benotigt wird. Aber alle
Bestrebungen, das Fahrwerk ganzwegzulassen, scheiterten bisher
daran, daB noch keine andere den gleichen Anforderungen ge-
nagende Losung gefunden wurde.
An das Fahrwerk werden somit eine ganze Rethe sich teilweise
sogar widersprechender Anforderungen gestellt.
1.2 Beanspruchungen der Fahrwerksstreben
Das Fahrwerk unterliegt beim Rollen, Starten und vor allem bei
der Landung starken Beanspruchungen. Fiir die Berechnung von
Flugzeugfahrwerken bestehen daher wie fur alle anderen Bau-
teile des Flugzeuges Vorschriften und Richtlinien. In den Last-
annahmen und Bauvorschriften werden eine Reihe von Last-
fallen, d. h. mogliche Beanspruchungen der Fahrwerke, beriick-
sichttgt, die jedoch mm Rahmen dieser Abhandlung nicht ein-
gehend behandelt werden konnen. Im folgenden soil daher nur
das Grundsatzliche Ober die auftretenden Beanspruchungen dar-
gelegt werden.
Am Boden treten neben dem als Verttkalkraft wirkenden Flug-
zeuggewicht beim Kurvenrollen Zentrifugalkrafte auf Die da-
durch quer zur Bewegurigsrichtung entstehende Beanspruchung
des Fahrwerkes muB folgender Gleichung gentigen:
Pi v2
ns =_- ?
G g?r
Hierbei bedeuten: n, = seitliches Lastvielfaches
= Zentrifugalkraft in kg
G =-- Gewicht des Flugzeuges in kg
v =-. Rollgeschwindigkeit in m/s
r = Kurvenradius in m
g = Erdbeschleunigung 9,81 m/s'
DEUTSCHE FLUGTECHNIK ? 1957 li. 3:4
Der Wert n, wird vorgeschrieben. Er betragt fur Heckradfahr-
werke etwa 0,5 und fur Bugradfahrwerke etwa 0,7.
Beim Rollen sind noch verschiedene StoBkrafte mit unterschied-
lichen Wirkungsrichtungen zu berOcksichtigen, z. B. beim Ober-
rollen von Bodenunebenheiten, beim Manovrieren ohne eigene
Kraft usw.
Wahrend der Start noch keine ObermaBig groBen Anforderungen
an das Fahrwerk stellt, tritt die starkste Beanipruchung bei der
Landung auf. Aus der kinetischen Energie des sinkenden Flug-
zeuges errechnet sich die erforderliche Arbeitsaufnahme des
Hauptfahrwerkes aus
A ? Mred V2st [km]
2
Hier bedeutet m?d die auf den Angriffspunkt der StoBkraft-
resultierenden reduzierte Gesamtmasse des Flugzeuges, die sich
ergibt aus
kg ? s21
mred
1 + (?a? )3 [
1y/
kg ? s'
m = Gesamtmasse des Flugzeuges
a = Abstand der StoBkraftresultierenden
vom Flugzeugschwerpunkt in m
Tragheitsradius des Flugzeuges urn
die Querachse in m
vst stellt die maximal auftretende sichere StoBgeschwindigkett
dar, die in die Festigkeitsrechnung moderner Flugzeuge mit 4
bis 5 m/s in die Rechnung eingesetzt wird.
Eine Bestimmung der am Fahrwerk angreifenden Krafte aus der
vorstehenden erforderliche Arbeitsaufnahme zeigt, daB hierbei
je nach Verwendungszweck des Flugzeuges das 2,2- bis 3,5-fache
der Lande-Radlast auftritt.
Ein weiterer Lastfall, der im Zusammenhang mit der Landung
auftreten kann und der far die Berechnung des Fahrwerkes be-
riicksichtigt werden mun, ist die Schiebelandung. Sic entsteht,
wenn die Windrichtung nicht parallel zur Landebahn verlauft.
In diesem Fall bildet die Flugzeuglangsachse mit der Bewegungs-
richtung emen mehr oder weniger groBen Winkel. Beim Auf-
setzen werden dadurch auBer dem VertikalstoB auch noch Seiten-
krafte am Fahrwerk wirksam (stehe Bild 3).
Wird andererseits die Bewegungsrichtung der Flugzeuglangs-
achse mit der Landebahnrichtung durch Steuerbewegung zur
Deckung gebracht, so ist hierzu em n mehr oder weniger groBer
Hangewinkel (Drehung urn die Langsachse) des Flugzeuges er-
forderlich. Das Flugzeug wird also mit dem dem Seitenwind zu-
gekehrten Fahrwerk zuerst aufsetzen, welches dadurch eine
besonders fiche Beanspruchung erfa'hrt.
1.3 Beanspruchungen der Reifen
Die aus dem Anwachsen der Fluggeschwindigkeiten resultierende
Steigerung der Landegeschwindigkeiten fiihrte zu Schwierig-
keiten im Hinblick auf die Reibbeanspruchung der Reifen. Die
wahrend des Fluges in Ruhe befindlichen Rader mOssen beim
Aufsetzen in Bruchteilen von Sekunden auf eine Umfangs-
geschwindigkeit gebracht werden, die der Landegeschwindigkeit
entspricht. Die Lange der Abriebspuren 'ad de'r Betonbahn
zeigt, daB die Beschleunigung der Rader bei einer normalen
Landung wahrend 3/, bis 3/, Radumdrehungeri erfOlgt. Die rauhe
Betonbahn wirkt hierbei wie eine Schmirgelscheibe und zerstort
die Gummioberflache durch die auftretenden hohen Tempera-.
turen. Der Reibungsbeiwert steigt nuch dadurch erheblich an,
DEUTSCHE FlielTECHNIK ? 1957 H. 3/4
well der Gummi hierbei teigig wird und auf der Betonbahn fest-
kleben will. Die dadurch entstehenden nach hinten gerichteten
Reibungskrafte beanspruchen insbemdere bei Einbeinfahr-
werken die Federbeine sehr stark auf Biegung, was zu einem Ver-
kfemmen der Federung f?hren kann. In diesem Falle mug die
gesamte LandestoBenergie von der Bereifung allein aufgenommen
werden, wodurch unkontrollierbar hohe Krafte in den Feder-
beinen entstehen. Diese Krafte bedingen wiederum eine weitere
Steigerung der Bodenreibungskraft, was schlieBlich die Zerstd-
rung der Reifen zur Folge liaben kann.
Als AbhilfemaBnahme gegen diese hohen Beanspruchungen be-
gann man zunachst, die Rader vor dem Aufsetzen durch Elektro-
oder Hydraulikmotoren auf eine genugend groBe Umfangs-
geschwindigkeit zu beschleunigen. Die hierfOr erfcrderlichen
Antriebsleistungen sind jedoch nicht unerheblich. Aber gerade
kurzvor der Landung stehen infolge der gedrosselten Triebwerke
nur geringe elektrische und hydraulische ,Leistungen zur Ver-
fugung, so da0 sich relativ lange Beschleunigungszeiten ergeben.
Diese warden em n sehr fruhzeitiges Ausfahren des Fahrwerkes
erforderlich machen.
Eine in diesem Zusammenhang teilweise giinstigere Losung stellt
die Anwendung des Schwinghebelfahrwerkes dar. Hierbei sitzt
das Rad auf einem Hebei, der bei StoBbeanspruchung nach bin-
ten wegschwingen kann, ohne daB die Federstrebe em n Biege-
moment aufnehmen rnuB.
2. Entwicklung der Fahnverkbauarten
lm Verlaufe der Flugzeugentwicklung fanden bereits die ver-
schiedensten Fahrwerkstypen Anwendung. Jedoch als erste ein-
heitliche Bauform, die bis zum zweiten Weltkrieg vorherrschend
blieb, bOrgerte sich das Heckradfahrwerk em.
Bedingt durch die Steigerung der Landegeschwindigkeit ftihrte
die Entwicklung welter zu dem heute vorherrschenden Bugrad-
fahrwerk.
SchlieBlich ist als neueste Fahrwerkskategorie noch das Tandem-
fahrwerk mit seitlichen StOtzradern hinzugekommen. Seine Ein-
fiihrung insbesondere bei Schnellflugzeugen hat ihre Ursache
in den Unterbringungsschwierigkeiten der bisherigen Fahrwerke
in den extrem &Innen Tragflachen (Bild 1).
Die vorgenannten drei Fahrwerksancrdnungen sind die heute
bedeutungsvollsten. Hinzu kommen noch einige Sonderausf0h-
rungen wie z. B. Schwimmer, Schneekufen usw.
In den folgenden Abschnitten sollen diese Fahrwerksanordnungen
mit ihren Start-, Lande- und Rolleigenschaften sowie die Ge-
staltung ihrer wichtigsten Bauteile, wie z. B. Rader, Bremsen,
Feder- und Einziehstreben, besprochen werden.
3. Heckradfahrwerk
3.1 Anordnung des Fahrwerkes
Bei diesem Fahrwerk befinden sich die Hauptrader vor dem
Schwerpunkt und haben zur Sicherung gegen Umkippen des
Flugzeuges emen mehr oder weniger groBen Abstand von der
Flugzeuglangsachse, wahrend das Heck durch einen dritten
Auflagepunkt abgestOtzt wird. Letzterer bestand urspriinglich
aus einem- gefederten Gleitkufe, Sporn genannt, die etwa urn das
Jahr 1930 herum durch em n ebenfalls gefedertes Spornrad ersetzt
wurde (Bild 2).
Die Anordnung der Fahrwerksr'a'der ist am gOnstigsten, wenn auf
dem Hauptfahrwerk 88 bis 92 Prozent und auf dem Heckrad
12 bis 8 Prozent des gesamten Fluggewichtes ruhen. Ein Flug-
zeug mit einem derartigen Fahrwerk besitzt auBerdem, wenn es
am Boden steht, einen groBen Anstellwinkel von etwa 10 bis
120, was far den Startvorgang von groBem Vorteil ist (Bild 3).
Declassified in Part - Sanitized Copy Approved for Release 2013/06/04 CIA-RDP81-01043R002000220008-3
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Declassified in Part - Sanitized Copy Approved for Release 2013/06/04: CIA-RDP81-01043R002000220008-3
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