Von Friedrich Budig, Berlin-Grünau.
Die Grundzüge des Budig-Lekhtflugzeuges (Tafel IV) erinnern an die Bauweise der Brüder W. und O. Wright. In Europa ist die Bauart zuerst von Voisin und Farman
übernommen und durch Anwendung der Penaud-Stabilisierung weiterentwickelt worden. Die Flächen des Flugzeuges sind dabei mehr als nötig geschränkt angeordnet
gewesen, denn den Auf- und Abwind vor und hinter den Tragflächen hat man damals gar nicht berücksichtigt. Infolgedessen hat man die Leitwerke viel zu hoch belastet, und
diese verursachten erheblichen Luftwiderstand. Außerdem mußten unter Einfluß von Luftschraube und Luftunruhe Störungen in der Luftkraft der Leitwerke eintreten, wodurch
der Flug unruhig wurde und öfters gefährdet war.
Noch ehe die genannten Störungen am Entenflugzeuge aufgeklärt waren, ist man zur Verwendung der heutigen Normaltype übergegangen. Im Laufe der Zeit hat man an
diesem Typ in Erfahrung gebracht, daß belastete Leitwerke von Nachteil sind. Diese Erkenntnis ist durch häufige Anwendung der verstellbaren Leitwerke gefördert worden.
Die Leitwerke nennt man belastet, wenn diese unter einem mehr oder weniger großen Anstellwinkel zur Windstromneigung eingestellt sind und im Luftstrom eine mehr oder
weniger große Luftkraft hervorbringen.
Im Kriege hatte ich Gelegenheit, bei Ausführung von Flossendruckmessungen mittels Flüssigkeitsmanometern im Fluge die Gestalt der Störungen an verschieden groß
belasteten Leitwerken kennenzulernen. Die ausgeführten Druckmessungen in den verschiedenen Längslagen zeigten, daß bei kleiner werdendem Einfallwinkel der Tragflügel
eine die statische Stabilität befriedigende Zunahme der abwärts gerichteten Luftkraft an der hinteren Höhenflosse eintritt. Nicht befriedigende Veränderungen der Luftkraft
ergab die Messung bei böigem Wetter. Es zeigte sich, daß seitlich auftreffende Böen an einer Seite der Höhenflosse die dort ausgeübte Luftkraft stark vermehren und an der
anderen Seite vermindern.
Der Kraftimpuls dieser Störung steht in direktem Verhältnis zur Belastung des Leitwerkes durch Luftkraft. Die an der belasteten Schwanzflosse erkannte seitliche Kippkraft
verteilt sich über die ganze Fläche der Flosse und ist heftiger als die Kippkraft, die an den Tragflügeln gemessen worden ist; erstere findet gleichzeitig und gleichgerichtet mit
letzterer statt.Ueber Kippkräfte am Tragflügel habe ich bereits in der Zeitschrift für Motorluftschiffahrt, Heft 16 vom 28. August 1925, berichtet.-) Es ist dort nachgewiesen, daß kippende
Kräfte am Tragflügel im wesentlichen auf die Austrittsränder der Tragflügel beschränkt sind. Die Querstabilität wird demzufolge am zweckmäßigsten durch Ausweichen mittels
der Austrittsränder der Tragflügel aufrechterhalten.
Außer den festgestellten seitlichen Kippkräften am belasteten Höhenleitwerk sind vor der Landung bei böigem Wetter am Manometer Einflüsse gesehen worden, welche
darauf hinwiesen, daß belastete Leitwerke dem Führer das Landen erschweren. Wird im Fluge unter großem Anstellwinkel durch eine Böe die Hubkraft am Tragflügel
vermehrt, so findet auch gleichzeitig eine Vermehrung der abwärts gerichteten Luftkraft am Höhenleitwerk statt. Der Tragflügel wird also durch die Böe gehoben und das
Höhenleitwerk durch diese gesenkt. Das mit dieser Bewegung verbundene selbsttätige Vornaufrichten des Flugzeuges birgt eine Gefahr beim Landen und stellt Ansprüche an
die Gewandtheit des Führers.
Diese durch Luftkraftmessungen gewonnenen Ergebnisse gaben Veranlassung, die erkannten Störungen durch vollständiges Entlasten des Höhenleitwerkes zu beseitigen.
Gegen Ende des Krieges habe ich an einem Rumpler-CV-Flugzeug das Leitwerk in die Luftstromneigung hinter den Tragflügeln eingestellt. Die richtige Einstellung wurde mit
Hilfe der Luftdruckmessung ausprobiert, bis die Lage gefunden war, in welcher das Höhenleitwerk entlastet gewesen ist. Der neue Ausgleich des Flugzeuges fand durch
Aufladen von Ballast im Rumpfende statt. Im Steigfluge lag dann das Flugzeug druckfrei im Steuer. Im Horizontalfluge, mit kleiner gewordenem Einfallwinkel der Tragflügel,
machte sich aber Kopflastigkeit bemerkbar, welche durch Ziehen am Höhenruder ausgeglichen werden mußte. Dabei ausgeführte Druckmessungen an der Höhenflosse
zeigten, daß der in gleichem Falle früher an der belasteten Höhenflosse angefundene Zuwachs an Abtriebskraft nicht wieder erschienen ist, also die entlastete Höhenflosse
keine stabilisierende Tätigkeit ausgeübt hatte. Bei eintreffenden Böen im Horizontalflug wurde das Flugzeug unruhig und wippte vornüber.
Als Endergebnis dieser, im Kriege von Herrn Dr. Rumpier geförderten experimentellen Stabilitätsuntersuchungen ergab sich, daß belastete Leitwerke die statische Stabilität
voll, die dynamische Stabilität dagegen mangelhaft erfüllen. Vollkommen entlastete Leitwerke tragen, der Luftunruhe gegenüber sich passiv verhaltend, zur Besserung der
Querstabilität und der Landefähigkeit bei, erfüllen aber nicht die Forderungen der statischen und genügen auch nicht allen Bedingungen der dynamischen Längsstabilität.
In der Praxis hilft man sich, indem man ein Kompromiß schließt und die Entlastung des Leitwerkes nur bis zu einer bestimmten Grenze
') Die dort Seite 309 fehlenden Anschriften der Abbildungen heißen: Abb. 7. Rechter Flügel. Abb. 8. Linker Flügel. Böe von links. Abb. 9. Linkes Querruder. Abb. 10. Rechtes
Querruder. Unten: Druck bei Querruderausschlag im Seitenwind von rechts. Oben: Druck in Normalstellung ohne Seitenwind.
Seite 308, Spalte 2, Zeile 9, fehlt ein Satzteil; es soll heißen hinter dem Wort „verstellt" — hat aber den Drall nur teilweise ausgeglichen. Die nicht aufgehobene seitliche
Drallwirkung am Leitwerk, verbunden mit der seitlichen Schiebewirkung, die durch das Drehmoment des Motors hinzukommt, hat am Schwerpunkt eine seitliche Kraft
erzeugt, wodurch—
durchführt. Um die wirkliche Belastung des Höhenleitwerkes im Fluge kennenzulernen, ist die Untersuchung der Höhenflosse mittels Manometers notwendig. In der Zeitschrift
für Flugtechnik und Motorluftschiffahrt, Heft 15, vom 14. August 1925, zeigt Herr H. B. Helmbold, wie die Leitwerkanordnung durch Berechnung des Abwindes bestimmt
werden kann.
Die angegebenen, im Fluge gewonnenen Erfahrungen sind bei der Konstruktion des Budig-Lekhtflugzeuges beachtet worden. Der Momentenausgleich der
Druckpunktwanderung wird, soweit die statische Stabilität in Frage kommt, bei genanntem Flugzeug mittels einer selbsttätig wirkenden Stabilisierungsfläche erfüllt. Damit ist
die Möglichkeit geschaffen worden, das hinten liegende Leitwerk in jedem Flugzustand vollständig zu entlasten.
Die Stabilisierungsfläche ist vor den Tragflügeln angeordnet. Bei langsamem Fluge liegt erstere wenig tragend fast in der Neigungsrichtung des Aufwindes. Bei zunehmender
Fluggeschwindigkeit wird, durch
den Fahrtwind betätigt, das Profil der Stabilisierungsfläche so verstellt, daß nunmehr eine wesentliche Hubkraft an der Stabilisierungsfläche auftritt. Abb. 1 zeigt den
ProfiIquerschnitt der Stabilisierungsfläche bei langsamer, normaler und schneller Fluggeschwindigkeit.
Ein die neue Stabilisierungsmethode kennzeichnendes Merkmal von weittragender Bedeutung ist nun, daß neben der statischen Stabilisierung des Flugzeuges durch
Formänderung der Stabilisierungsfläche das Flugzeug selbsttätig eine dem jeweiligen Flugzustand angehörende Einstellung der Schränkungswinkel zwischen Tragflügel und
Stabilisierungsfläche erhält.
Dieser Umstand ist von Einfluß auf den Flug in bewegter Atmosphäre, also auf die dynamische Stabilität des Flugzeuges, und sei durch nachstehende Versuchsergebnisse
begründet.
Erfährt die Luftkraftanordnung des Flugzeuges, dargestellt in Abb. 2, im langsamen Fluge eine Zunahme der Hubkräfte durch Böen, so wird wegen der höheren Belastung pro
Flächeneinheit die Hubkraft am Tragflügel von der Böe kräftiger vermehrt und der Tragflügel daher schneller gehoben als die pro Einheit geringer belastete
Stabilisierungsfläche. Das Flugzeug wird deshalb unter Gewinn von Höhe vornübergeneigt, wobei die letzte Bewegung durch die entlastete Schwanzflosse gedämpft ist.
Durch Vornüberneigen geht das Flugzeug in den schnellen Flugzustand über und bleibt in der neuen Lage im Gleichgewicht, weil inzwischen die Stabilisierungsfläche die diesem
Flugzustande angehörende Form angenommen hat. Mit der nun schlank gewordenen Profilform erhält die Stabilisierungsfläche durch die schnelle Fortbewegung pro
Flächeneinheit etwas mehr Auftrieb als die Einheit des Tragflügels. Die im Fluge durch bewegte Atmosphäre dem Flugzeug begegnenden Luftkräfte müssen daher die
Luftkräfte am Flugzeug anders beeinflussen, als dies im Falle der Abb. 2 geschehen ist. Die Böen, welche auf
Entlastetes Höhenruder
die Hubkräfte vermehrend einwirken, vermehren nun die Hubkraft an der Stabilisierungsfläche pro Flächeneinheit etwas mehr als die Einheit der Fläche des Tragflügels, so
daß ein Vornüberneigen in schnellem Fluge durch die Böe verhindert ist. Das Flugzeug liegt also im Fluge, unter kleinem Anstellwinkel befindlich, Böen gegenüber fest in der
Längslage.
Verminderung der Hubkräfte an Tragflügel und Stabilisierungs-einrichtung durch Böen machen sich in jedem Flugzustand zunächst durch ein Sinken dieser Flächen bemerkbar.
Die Sinkgeschwindigkeit der Flächen steht in dichtem Verhältnis zur Hubkraftabnahme, weshalb die Sinkgeschwindigkeit des nichtbelasteten Höhenleitwerkes den kleinsten
Wert behält. Das hinten liegende Leitwerk bringt demnach ein Vornüberneigen des Flugzeuges zustande und beschleunigt dasselbe, während die Stabilisierungsfläche durch
den Fahrtwind dem herbeigeführten Flugzustande angeformt wird.
Die Gestalt, in der ich den Böenangriff im Fluge darstelle, bildet die Voraussetzung der Brauchbarkeit der Stabilisierungseinrichtung. Reichhaltige Beobachtungen der
Böenwirkung im Fluge mittels Flüssigkeitsmanometern berechtigen mich, die Böenwirkung am Tragflügel einfach als Vermehrung oder Verminderung der am Tragflügel
vorgefundenen Luftkräfte zu kennzeichnen. An den Flächen wird durch Vorwärtsbewegung des Flugzeuges erzeugter Plusdruck sowohl als Minusdruck bei Zunahme des
Staudruckes in der Böe explosionsartig vermehrt. Nur in einem Falle, durch Einfluß von Seitenwind, findet am Austrittsrand der Tragflügel und am belasteten, hinten liegenden
Leitwerk ein Abweichen von dieser Regel statt, wie bereits gezeigt worden ist. Auswirkungen, wie man sich diese infolge periodischer Richtungsänderungen des Fahrtwindes
unter Einfluß von Böen vorstellt, sind nicht gesehen worden. Alle Böen äußern ihre Wirkung so, als ob alle in der Fortbewegungsebene des Flugzeuges ankommen würden.
Mittels in Fahrtebene liegender Blechscheiben (sogen. Seitenwindfühler) ist, außer Bereich des Tragflügels, Auf-, Ab- oder Seitenwind der Messung zugänglich gemacht.
Das nach den angegebenen Richtlinien stabilisierte Flugzeug muß nun, wenn es den Böeneinflüssen in angegebener Weise ausgesetzt ist, ganz bestimmte Flugeigenschaften
zum Ausdruck bringen, an welchen umgekehrt das Zutreffen besagter Einflüsse erkennbar ist. Die zu erwartenden neu hervortretenden Flugeigenschaften sind: -1. Bei
böigem Winde unter großem Anstellwinkel fliegend, neigt das Flugzeug, sich selbst überlassen, bei Windzunahme vornüber. Dies
geschieht bei Auftreffen aller Böen, die den Staudruck erhöhen, selbst dann, wenn die Bewegungsebene der Böen eine andere ist als die Bewegungsebene des Flugzeuges.
2. Im böigen Winde und in der Kurve unter großem Einfallwinkel fliegend, ist die Querstabilität erhöht durch vollständiges Entlasten des Leitwerkes. Die Kippkräfte am
Tragflügel werden durch Ausweichen der Austrittsränder des Flügels, mittels langer Querruder beseitigt.
3. Der Start kann in böigem Winde unter großem Anstellwinkel erfolgen, daher sehr kurz sein. Einsetzender Qegenwindstoß reißt das Flugzeug vom Boden ab und beschleunigt
dieses durch Vornüberneigen beim Abheben.
4. Die Wendefähigkeit im Fluge ist erhöht. Da die Kippkräfte am Flugzeug durch die Querruder beherrscht sind, kann durch stoßweises Betätigen des Seitenruders auf der
Stelle ohne Schräglage gewendet werden.
Vorgenannte Eigenschaften bestehen unabhängig von der Größe der Flächenbelastung des Flugzeuges. Mit Einführung der selbsttätigen Schränkungswinkelanpassung können
daher gering belastete Flugzeuge hergestellt werden, die in Böen gut im Steuer liegen und horizontale Windschwankungen durch Vornüberneigen unter Höhengewinn nutzbar
machen. Bis zu 16 kg pro m2 belastet, kann, in Bodennähe überzogen und senkrecht durchfallend, ohne Auslauf gelandet werden. Das Lenken in der Höhenrichtung geschieht
in normaler Weise durch das hinten liegende Höhenruder. Die aufgestellten Eigenschaften sind in den Jahren 1922—1924 an dem Versuchsflugzeug Abb. 3 mit über 400 Flügen,
oft bei 15—20 m Windstärke, bei Berlin, Leipzig und Rossitten gezeigt worden. Das Flugzeug wiegt leer mit 4 PS B. M.W. Fahrradmotor ausgerüstet 130 kg. Das Fluggewicht
beträgt 205 bis 210 kg, der Inhalt der Tragflächenzelle 13 m2. Es wurden Flüge bis zu 40 m Höhe und bis 3 Minuten Dauer ausgeführt. Mit 3400 Touren am Motor sind 80 km
Stundengeschwindigkeit gestoppt worden. Die Beendigung des Fluges erfolgte durch Heißlaufen des Motors, weil der Fahrtwind nicht genügend gekühlt hat.
Mit der geringen Motorkraft wäre es nicht möglich gewesen, die Flüge bei böigem Wetter sicher auszuführen, wenn die aufgestellten Flugeigenschaften nicht vorhanden
gewesen wären. Die rasch sin-
kende Motorkraft reichte gerade zum Fluge unter großem Anstellwinkel aus, und nur die Windzufuhr von außen her hat den Flug unter kleinem Winkel durch Anheben und
Vornüberneigen des Flugzeuges herbeiführen können. Im überzogenen Flugzustand brachten Böen das Flugzeug nicht zum Absturz, sondern holten es durch Anheben und
Vornüberneigen ohne Beihilfe des Führers in den Normalflugzustand zurück. Es steht fest, daß diese Flugeigenschaft den Windschwankungen in der Ebene Flugleistung
entnimmt, die mit abnehmender Flächenbelastung steigt. Beobachtungen und Messungen solcher Art sind das Ziel der Versuche gewesen, weshalb die geringe Motorkraft
beibehalten bleiben mußte. Fast allgemein haben bei den Flugproben anwesende Sportzeugen die Meinung ausgesprochen, daß die im Winde überzogenen Flüge
Akrobatenkunststücke bedeuten. Vorausgegangene Erklärungen begründen, daß das Flugzeug und nicht die Kunst des Führers die Flugsicherheit herbeigeführt hat.
Bei Anwendung einer automatischen Stabilisierungsvorrichtung soll an diese dieselbe Betriebssicherheit gestellt werden können als an ein fest angeordnetes Leitwerk. Die
Konstruktion der Budig-Stabili-sierung erfüllt diese Bedingung. Diese Einrichtung ist dadurch gekennzeichnet, daß die Stabilisierungsfläche (1) nach Abb. 4 an eine
festliegende, mit einer Luftsaugevorrichtung verbundene Fläche (2) ange-
lenkt und mit dieser durch ein dichtes Tuch derart verbunden ist, daß während des Fluges infolge der am Spalt (3) auftretenden Saugkraft und der damit verbundenen
Luftverdünnung im Innern der Saugkammern (4) die Stabilisierungsfläche (1) gegen die feste Fläche (2) bewegt wird, derart, daß bei zunehmender Geschwindigkeit ein
Auftrieb erzeugendes Flügelprofil entsteht, während beim Nachlassen der Fahrtgeschwindigkeit die Stabilisierungsfläche (1) um den Drehpunkt (5) mittels der Feder (6) und
der an der Stabilisierungsfläche wirkenden Hubkraft nach oben bewegt wird. Die neben der Feder (6) im Fluge an der Stabilisierungsfläche mitwirkende Hubkraft bewirkt, daß
die im Fahrtwind gefundene Kraftquelle ihre Tätigkeit unabhängig von der Flughöhe des Flugzeuges ausüben kann. Das dichte Tuch zwischen der beweglichen
Stabilisierungsfläche (1) und der festliegenden Fläche (2) wird bei zunehmender Fahrtgeschwindigkeit blasbalgartig zusammengelegt.
Eine Bewegung der Stabilisierungsfläche (1) kann nur stattfinden, wenn der Kammer (4) Luft entweder ab- oder zugeführt wird. Um die Zuführung von Luft in die Kammer (4)
bei abnehmender Fluggeschwindigkeit recht wirksam zu gestalten, wird der Kammer durch die Oeff-
nung (7) dauernd Druckluft zugeführt, deren Quantum durch die Größe der Oeffnung so bemessen ist, daß der Langspalt (3) in schnellem Fluge die eintretende Luft wegführen
und dennoch die Luftverdünnung in der Kammer (4) aufrechterhalten kann. Durch den Einfluß der Oeffnung (7) wird andererseits die Bewegung der Stabilisierungsfläche bei
zunehmender Fahrtgeschwindigkeit verlangsamt. Auch dieser Umstand ist erwünscht, denn dadurch behält die Stabilisierungsfläche den Zuk-kungen der Böen gegenüber
unempfindlich, ihre augenblicklich innehabende Form bei. Stabilisierungsfläche und Tragflügel zusammen betrachtet, bieten in jedem Augenblick dem Böenangriff eine starre
Form dar, welche, vom Flugzustand abhängig, die richtige Einstellung hat, die das ganze Flugzeug zum Böenfühler macht.
Die Form der Stabilisierungsfläche ist im Fluge von den Insassen des Flugzeuges an der Höhe der hinteren Blasbalgwand zu sehen, infolgedessen die Stabilisierungsfläche auch
als bequem im Gesichtsfelde liegender Anzeiger des Flugzustandes Vorteil bringt. Abb. 5 zeigt verschiedene Stellungen der Blasbalgwand, im Fluge photographiert.
In der neuen Bauausführung (Tafel IV) ist die Stabilisierungseinrichtung als abgeschlossenes Ganzes ausgebildet, indem der hohle, mit Langspalt (3) versehene Flügel durch
Luftleitungen mit der festen Fläche (2) verbunden, eine starre Brücke darbietet. Mittels vier Schrauben wird diese Brücke zwischen zwei leichtgebauten Rümpfen getragen.
Stabilisierungsfläche sowie der Rümpfevorbau können schnell vom Flugzeug abgenommen und dieses ohne die Einrichtung als Normalflugzeug geflogen werden. Diese
Möglichkeit ist vorgesehen für den Fall, daß der Vorbau, vor größerem Schaden bewahrend, an einem Hindernis zerbrochen wird. Die Stabilisierungseinrichtung mit
Vorderrümpfen und Streben wiegt 18 kg, und dieses Gewicht wird in normalem Fluge von der Stabilisierungsfläche getragen, die, weil sie in günstiger Lage im Aufwind liegt,
wenig Luftwiderstand verursacht.
Mit Wegnahme der Stabilisierungseinrichtung gehen natürlich deren hervorgebrachte Flugeigenschaften verlustig. Das hinten liegende Höhenruder muß alsdann aus bekannten
Stabilitätsgründen von oben durch Luftkraft belastet werden, oder der Führer muß am unstabilen Flugzeug durch Verstellen des Höhenruders die Druckmittelwanderungen am
Tragflügel ausgleichen. Bei und nach der Landung würde die Wegnahme des Vorbaues auch Vorzüge des Flugzeuges am Boden beseitigen. An den Vorderrümpfen sind nämlich
gummigefederte Kufen angebracht, welche ein Ueberschlagen des Flugzeuges verhindern und in geschützter Stellung der Tragflächen zum Winde den Auslauf des Flugzeuges
bremsen. Der vorn auf die Kufen gestützte Vorbau macht es möglich, die Radachsen hinter dem Gesamtschwerpunkt anzubringen, so daß bei Landungsstößen auf die Räder
und nachfolgenden Sprüngen das Flugzeug in die ungefährliche Gleitfluglage hineinspringt. Ferner bieten die Rümpfe den Insassen eine wirksame Handhabe am Vorderteil des
Flugzeuges, so daß der bequeme Transport des leeren Flugzeuges (Abb. 6) an der Erde ungefährdet vom Winde stattfinden kann.
Die Ausgestaltung des Flugzeuges mit einem Mittelrumpf ist im Falle der Bauausführung als mehrmotoriges Verkehrsflugzeug erwünscht. Am kleinen Flugzeug geht es nicht
an, einen durchgehenden Mittelrumpf von derselben Festigkeit und so geringem Gewicht als die Doppelrumpfanordnung herzustellen. Neben diesem hat die Anordnung
I. Langsamer Flug bei 3000 U/min.
II. Flug bei 3400 U/min.
III. Geschwindigkeitszunahme IV. Größere Geschwindigkeitswährend der Böe. zunähme während der Böe. Abb. 5. Stabilisierungseinrichtung von Budig, im Fluge
Photographien.
des Motors, der vorn oder hinten angebracht werden kann, die Doppelrumpfanordnung nahegelegt. Die hinten liegende Propelleranordnung beeinflußt von 6 PS aufwärts
merklich den Abwind des Tragflügels. Die Kenntnis dieser Beeinflussung ist von großer Wichtigkeit. Sie ist durch Versuche im Fluge zu erlangen und dient der genaueren
Einstellung des hinteren Leitwerkes.
Dem Aufbau der Tragzelle ist die Forderung hohe Festigkeit und Lebensdauer bei geringem Gewicht zugrundegelegt. Die Anwendung geringer Spannweite erfordert den
Doppeldecker. Besonders gewählt besitzt der untere Flügel nur 3 m2 Flächeninhalt. Diese Fläche ist klein
gehalten, um die Querruder zu sparen, die bei größerer Fläche infolge größerer Kippkraft nötig wären. Mit dem Versuchsflugzeug sind noch keine Höhenflüge ausgeführt
worden. Die Annahme aber, daß Entenflugzeuge in der Leistungsfähigkeit zurückstehen sollen, erscheint jedoch unzutreffend, wenn man bedenkt, daß das Flugzeug mit dem
Fahrradmotor Kraftüberschuß aufweist, indem es aus eigener Kraft von der Ebene aus startet.
Das Flugzeug als Doppelsitzer mit 25—30 PS ausgerüstet, eignet sich für Sport, Reise und Schulzwecke. Alle Sonderaufgaben, die das Fliegen in Erdnähe bedingen, sind infolge
der Landesicherheit mit dem Flugzeug lösbar geworden. Im Dienste der Elektrizitätswerke können Hochspannungsleitung überwacht und dabei Landpost bestellt werden.
Kinoaufnahmen unzugänglicher Gebirgstäler von dem Flugzeug aus zählen nicht zu besonderen Wagnissen.
Die Grundzüge des Budig-Lekhtflugzeuges (Tafel IV) erinnern an die Bauweise der Brüder W. und O. Wright. In Europa ist die Bauart zuerst von Voisin und Farman
übernommen und durch Anwendung der Penaud-Stabilisierung weiterentwickelt worden. Die Flächen des Flugzeuges sind dabei mehr als nötig geschränkt angeordnet
gewesen, denn den Auf- und Abwind vor und hinter den Tragflächen hat man damals gar nicht berücksichtigt. Infolgedessen hat man die Leitwerke viel zu hoch belastet, und
diese verursachten erheblichen Luftwiderstand. Außerdem mußten unter Einfluß von Luftschraube und Luftunruhe Störungen in der Luftkraft der Leitwerke eintreten, wodurch
der Flug unruhig wurde und öfters gefährdet war.
Noch ehe die genannten Störungen am Entenflugzeuge aufgeklärt waren, ist man zur Verwendung der heutigen Normaltype übergegangen. Im Laufe der Zeit hat man an
diesem Typ in Erfahrung gebracht, daß belastete Leitwerke von Nachteil sind. Diese Erkenntnis ist durch häufige Anwendung der verstellbaren Leitwerke gefördert worden.
Die Leitwerke nennt man belastet, wenn diese unter einem mehr oder weniger großen Anstellwinkel zur Windstromneigung eingestellt sind und im Luftstrom eine mehr oder
weniger große Luftkraft hervorbringen.
Im Kriege hatte ich Gelegenheit, bei Ausführung von Flossendruckmessungen mittels Flüssigkeitsmanometern im Fluge die Gestalt der Störungen an verschieden groß
belasteten Leitwerken kennenzulernen. Die ausgeführten Druckmessungen in den verschiedenen Längslagen zeigten, daß bei kleiner werdendem Einfallwinkel der Tragflügel
eine die statische Stabilität befriedigende Zunahme der abwärts gerichteten Luftkraft an der hinteren Höhenflosse eintritt. Nicht befriedigende Veränderungen der Luftkraft
ergab die Messung bei böigem Wetter. Es zeigte sich, daß seitlich auftreffende Böen an einer Seite der Höhenflosse die dort ausgeübte Luftkraft stark vermehren und an der
anderen Seite vermindern.
Der Kraftimpuls dieser Störung steht in direktem Verhältnis zur Belastung des Leitwerkes durch Luftkraft. Die an der belasteten Schwanzflosse erkannte seitliche Kippkraft
verteilt sich über die ganze Fläche der Flosse und ist heftiger als die Kippkraft, die an den Tragflügeln gemessen worden ist; erstere findet gleichzeitig und gleichgerichtet mit
letzterer statt.Ueber Kippkräfte am Tragflügel habe ich bereits in der Zeitschrift für Motorluftschiffahrt, Heft 16 vom 28. August 1925, berichtet.-) Es ist dort nachgewiesen, daß kippende
Kräfte am Tragflügel im wesentlichen auf die Austrittsränder der Tragflügel beschränkt sind. Die Querstabilität wird demzufolge am zweckmäßigsten durch Ausweichen mittels
der Austrittsränder der Tragflügel aufrechterhalten.
Außer den festgestellten seitlichen Kippkräften am belasteten Höhenleitwerk sind vor der Landung bei böigem Wetter am Manometer Einflüsse gesehen worden, welche
darauf hinwiesen, daß belastete Leitwerke dem Führer das Landen erschweren. Wird im Fluge unter großem Anstellwinkel durch eine Böe die Hubkraft am Tragflügel
vermehrt, so findet auch gleichzeitig eine Vermehrung der abwärts gerichteten Luftkraft am Höhenleitwerk statt. Der Tragflügel wird also durch die Böe gehoben und das
Höhenleitwerk durch diese gesenkt. Das mit dieser Bewegung verbundene selbsttätige Vornaufrichten des Flugzeuges birgt eine Gefahr beim Landen und stellt Ansprüche an
die Gewandtheit des Führers.
Diese durch Luftkraftmessungen gewonnenen Ergebnisse gaben Veranlassung, die erkannten Störungen durch vollständiges Entlasten des Höhenleitwerkes zu beseitigen.
Gegen Ende des Krieges habe ich an einem Rumpler-CV-Flugzeug das Leitwerk in die Luftstromneigung hinter den Tragflügeln eingestellt. Die richtige Einstellung wurde mit
Hilfe der Luftdruckmessung ausprobiert, bis die Lage gefunden war, in welcher das Höhenleitwerk entlastet gewesen ist. Der neue Ausgleich des Flugzeuges fand durch
Aufladen von Ballast im Rumpfende statt. Im Steigfluge lag dann das Flugzeug druckfrei im Steuer. Im Horizontalfluge, mit kleiner gewordenem Einfallwinkel der Tragflügel,
machte sich aber Kopflastigkeit bemerkbar, welche durch Ziehen am Höhenruder ausgeglichen werden mußte. Dabei ausgeführte Druckmessungen an der Höhenflosse
zeigten, daß der in gleichem Falle früher an der belasteten Höhenflosse angefundene Zuwachs an Abtriebskraft nicht wieder erschienen ist, also die entlastete Höhenflosse
keine stabilisierende Tätigkeit ausgeübt hatte. Bei eintreffenden Böen im Horizontalflug wurde das Flugzeug unruhig und wippte vornüber.
Als Endergebnis dieser, im Kriege von Herrn Dr. Rumpier geförderten experimentellen Stabilitätsuntersuchungen ergab sich, daß belastete Leitwerke die statische Stabilität
voll, die dynamische Stabilität dagegen mangelhaft erfüllen. Vollkommen entlastete Leitwerke tragen, der Luftunruhe gegenüber sich passiv verhaltend, zur Besserung der
Querstabilität und der Landefähigkeit bei, erfüllen aber nicht die Forderungen der statischen und genügen auch nicht allen Bedingungen der dynamischen Längsstabilität.
In der Praxis hilft man sich, indem man ein Kompromiß schließt und die Entlastung des Leitwerkes nur bis zu einer bestimmten Grenze
') Die dort Seite 309 fehlenden Anschriften der Abbildungen heißen: Abb. 7. Rechter Flügel. Abb. 8. Linker Flügel. Böe von links. Abb. 9. Linkes Querruder. Abb. 10. Rechtes
Querruder. Unten: Druck bei Querruderausschlag im Seitenwind von rechts. Oben: Druck in Normalstellung ohne Seitenwind.
Seite 308, Spalte 2, Zeile 9, fehlt ein Satzteil; es soll heißen hinter dem Wort „verstellt" — hat aber den Drall nur teilweise ausgeglichen. Die nicht aufgehobene seitliche
Drallwirkung am Leitwerk, verbunden mit der seitlichen Schiebewirkung, die durch das Drehmoment des Motors hinzukommt, hat am Schwerpunkt eine seitliche Kraft
erzeugt, wodurch—
durchführt. Um die wirkliche Belastung des Höhenleitwerkes im Fluge kennenzulernen, ist die Untersuchung der Höhenflosse mittels Manometers notwendig. In der Zeitschrift
für Flugtechnik und Motorluftschiffahrt, Heft 15, vom 14. August 1925, zeigt Herr H. B. Helmbold, wie die Leitwerkanordnung durch Berechnung des Abwindes bestimmt
werden kann.
Die angegebenen, im Fluge gewonnenen Erfahrungen sind bei der Konstruktion des Budig-Lekhtflugzeuges beachtet worden. Der Momentenausgleich der
Druckpunktwanderung wird, soweit die statische Stabilität in Frage kommt, bei genanntem Flugzeug mittels einer selbsttätig wirkenden Stabilisierungsfläche erfüllt. Damit ist
die Möglichkeit geschaffen worden, das hinten liegende Leitwerk in jedem Flugzustand vollständig zu entlasten.
Die Stabilisierungsfläche ist vor den Tragflügeln angeordnet. Bei langsamem Fluge liegt erstere wenig tragend fast in der Neigungsrichtung des Aufwindes. Bei zunehmender
Fluggeschwindigkeit wird, durch
den Fahrtwind betätigt, das Profil der Stabilisierungsfläche so verstellt, daß nunmehr eine wesentliche Hubkraft an der Stabilisierungsfläche auftritt. Abb. 1 zeigt den
ProfiIquerschnitt der Stabilisierungsfläche bei langsamer, normaler und schneller Fluggeschwindigkeit.
Ein die neue Stabilisierungsmethode kennzeichnendes Merkmal von weittragender Bedeutung ist nun, daß neben der statischen Stabilisierung des Flugzeuges durch
Formänderung der Stabilisierungsfläche das Flugzeug selbsttätig eine dem jeweiligen Flugzustand angehörende Einstellung der Schränkungswinkel zwischen Tragflügel und
Stabilisierungsfläche erhält.
Dieser Umstand ist von Einfluß auf den Flug in bewegter Atmosphäre, also auf die dynamische Stabilität des Flugzeuges, und sei durch nachstehende Versuchsergebnisse
begründet.
Erfährt die Luftkraftanordnung des Flugzeuges, dargestellt in Abb. 2, im langsamen Fluge eine Zunahme der Hubkräfte durch Böen, so wird wegen der höheren Belastung pro
Flächeneinheit die Hubkraft am Tragflügel von der Böe kräftiger vermehrt und der Tragflügel daher schneller gehoben als die pro Einheit geringer belastete
Stabilisierungsfläche. Das Flugzeug wird deshalb unter Gewinn von Höhe vornübergeneigt, wobei die letzte Bewegung durch die entlastete Schwanzflosse gedämpft ist.
Durch Vornüberneigen geht das Flugzeug in den schnellen Flugzustand über und bleibt in der neuen Lage im Gleichgewicht, weil inzwischen die Stabilisierungsfläche die diesem
Flugzustande angehörende Form angenommen hat. Mit der nun schlank gewordenen Profilform erhält die Stabilisierungsfläche durch die schnelle Fortbewegung pro
Flächeneinheit etwas mehr Auftrieb als die Einheit des Tragflügels. Die im Fluge durch bewegte Atmosphäre dem Flugzeug begegnenden Luftkräfte müssen daher die
Luftkräfte am Flugzeug anders beeinflussen, als dies im Falle der Abb. 2 geschehen ist. Die Böen, welche auf
Entlastetes Höhenruder
die Hubkräfte vermehrend einwirken, vermehren nun die Hubkraft an der Stabilisierungsfläche pro Flächeneinheit etwas mehr als die Einheit der Fläche des Tragflügels, so
daß ein Vornüberneigen in schnellem Fluge durch die Böe verhindert ist. Das Flugzeug liegt also im Fluge, unter kleinem Anstellwinkel befindlich, Böen gegenüber fest in der
Längslage.
Verminderung der Hubkräfte an Tragflügel und Stabilisierungs-einrichtung durch Böen machen sich in jedem Flugzustand zunächst durch ein Sinken dieser Flächen bemerkbar.
Die Sinkgeschwindigkeit der Flächen steht in dichtem Verhältnis zur Hubkraftabnahme, weshalb die Sinkgeschwindigkeit des nichtbelasteten Höhenleitwerkes den kleinsten
Wert behält. Das hinten liegende Leitwerk bringt demnach ein Vornüberneigen des Flugzeuges zustande und beschleunigt dasselbe, während die Stabilisierungsfläche durch
den Fahrtwind dem herbeigeführten Flugzustande angeformt wird.
Die Gestalt, in der ich den Böenangriff im Fluge darstelle, bildet die Voraussetzung der Brauchbarkeit der Stabilisierungseinrichtung. Reichhaltige Beobachtungen der
Böenwirkung im Fluge mittels Flüssigkeitsmanometern berechtigen mich, die Böenwirkung am Tragflügel einfach als Vermehrung oder Verminderung der am Tragflügel
vorgefundenen Luftkräfte zu kennzeichnen. An den Flächen wird durch Vorwärtsbewegung des Flugzeuges erzeugter Plusdruck sowohl als Minusdruck bei Zunahme des
Staudruckes in der Böe explosionsartig vermehrt. Nur in einem Falle, durch Einfluß von Seitenwind, findet am Austrittsrand der Tragflügel und am belasteten, hinten liegenden
Leitwerk ein Abweichen von dieser Regel statt, wie bereits gezeigt worden ist. Auswirkungen, wie man sich diese infolge periodischer Richtungsänderungen des Fahrtwindes
unter Einfluß von Böen vorstellt, sind nicht gesehen worden. Alle Böen äußern ihre Wirkung so, als ob alle in der Fortbewegungsebene des Flugzeuges ankommen würden.
Mittels in Fahrtebene liegender Blechscheiben (sogen. Seitenwindfühler) ist, außer Bereich des Tragflügels, Auf-, Ab- oder Seitenwind der Messung zugänglich gemacht.
Das nach den angegebenen Richtlinien stabilisierte Flugzeug muß nun, wenn es den Böeneinflüssen in angegebener Weise ausgesetzt ist, ganz bestimmte Flugeigenschaften
zum Ausdruck bringen, an welchen umgekehrt das Zutreffen besagter Einflüsse erkennbar ist. Die zu erwartenden neu hervortretenden Flugeigenschaften sind: -1. Bei
böigem Winde unter großem Anstellwinkel fliegend, neigt das Flugzeug, sich selbst überlassen, bei Windzunahme vornüber. Dies
geschieht bei Auftreffen aller Böen, die den Staudruck erhöhen, selbst dann, wenn die Bewegungsebene der Böen eine andere ist als die Bewegungsebene des Flugzeuges.
2. Im böigen Winde und in der Kurve unter großem Einfallwinkel fliegend, ist die Querstabilität erhöht durch vollständiges Entlasten des Leitwerkes. Die Kippkräfte am
Tragflügel werden durch Ausweichen der Austrittsränder des Flügels, mittels langer Querruder beseitigt.
3. Der Start kann in böigem Winde unter großem Anstellwinkel erfolgen, daher sehr kurz sein. Einsetzender Qegenwindstoß reißt das Flugzeug vom Boden ab und beschleunigt
dieses durch Vornüberneigen beim Abheben.
4. Die Wendefähigkeit im Fluge ist erhöht. Da die Kippkräfte am Flugzeug durch die Querruder beherrscht sind, kann durch stoßweises Betätigen des Seitenruders auf der
Stelle ohne Schräglage gewendet werden.
Vorgenannte Eigenschaften bestehen unabhängig von der Größe der Flächenbelastung des Flugzeuges. Mit Einführung der selbsttätigen Schränkungswinkelanpassung können
daher gering belastete Flugzeuge hergestellt werden, die in Böen gut im Steuer liegen und horizontale Windschwankungen durch Vornüberneigen unter Höhengewinn nutzbar
machen. Bis zu 16 kg pro m2 belastet, kann, in Bodennähe überzogen und senkrecht durchfallend, ohne Auslauf gelandet werden. Das Lenken in der Höhenrichtung geschieht
in normaler Weise durch das hinten liegende Höhenruder. Die aufgestellten Eigenschaften sind in den Jahren 1922—1924 an dem Versuchsflugzeug Abb. 3 mit über 400 Flügen,
oft bei 15—20 m Windstärke, bei Berlin, Leipzig und Rossitten gezeigt worden. Das Flugzeug wiegt leer mit 4 PS B. M.W. Fahrradmotor ausgerüstet 130 kg. Das Fluggewicht
beträgt 205 bis 210 kg, der Inhalt der Tragflächenzelle 13 m2. Es wurden Flüge bis zu 40 m Höhe und bis 3 Minuten Dauer ausgeführt. Mit 3400 Touren am Motor sind 80 km
Stundengeschwindigkeit gestoppt worden. Die Beendigung des Fluges erfolgte durch Heißlaufen des Motors, weil der Fahrtwind nicht genügend gekühlt hat.
Mit der geringen Motorkraft wäre es nicht möglich gewesen, die Flüge bei böigem Wetter sicher auszuführen, wenn die aufgestellten Flugeigenschaften nicht vorhanden
gewesen wären. Die rasch sin-
kende Motorkraft reichte gerade zum Fluge unter großem Anstellwinkel aus, und nur die Windzufuhr von außen her hat den Flug unter kleinem Winkel durch Anheben und
Vornüberneigen des Flugzeuges herbeiführen können. Im überzogenen Flugzustand brachten Böen das Flugzeug nicht zum Absturz, sondern holten es durch Anheben und
Vornüberneigen ohne Beihilfe des Führers in den Normalflugzustand zurück. Es steht fest, daß diese Flugeigenschaft den Windschwankungen in der Ebene Flugleistung
entnimmt, die mit abnehmender Flächenbelastung steigt. Beobachtungen und Messungen solcher Art sind das Ziel der Versuche gewesen, weshalb die geringe Motorkraft
beibehalten bleiben mußte. Fast allgemein haben bei den Flugproben anwesende Sportzeugen die Meinung ausgesprochen, daß die im Winde überzogenen Flüge
Akrobatenkunststücke bedeuten. Vorausgegangene Erklärungen begründen, daß das Flugzeug und nicht die Kunst des Führers die Flugsicherheit herbeigeführt hat.
Bei Anwendung einer automatischen Stabilisierungsvorrichtung soll an diese dieselbe Betriebssicherheit gestellt werden können als an ein fest angeordnetes Leitwerk. Die
Konstruktion der Budig-Stabili-sierung erfüllt diese Bedingung. Diese Einrichtung ist dadurch gekennzeichnet, daß die Stabilisierungsfläche (1) nach Abb. 4 an eine
festliegende, mit einer Luftsaugevorrichtung verbundene Fläche (2) ange-
lenkt und mit dieser durch ein dichtes Tuch derart verbunden ist, daß während des Fluges infolge der am Spalt (3) auftretenden Saugkraft und der damit verbundenen
Luftverdünnung im Innern der Saugkammern (4) die Stabilisierungsfläche (1) gegen die feste Fläche (2) bewegt wird, derart, daß bei zunehmender Geschwindigkeit ein
Auftrieb erzeugendes Flügelprofil entsteht, während beim Nachlassen der Fahrtgeschwindigkeit die Stabilisierungsfläche (1) um den Drehpunkt (5) mittels der Feder (6) und
der an der Stabilisierungsfläche wirkenden Hubkraft nach oben bewegt wird. Die neben der Feder (6) im Fluge an der Stabilisierungsfläche mitwirkende Hubkraft bewirkt, daß
die im Fahrtwind gefundene Kraftquelle ihre Tätigkeit unabhängig von der Flughöhe des Flugzeuges ausüben kann. Das dichte Tuch zwischen der beweglichen
Stabilisierungsfläche (1) und der festliegenden Fläche (2) wird bei zunehmender Fahrtgeschwindigkeit blasbalgartig zusammengelegt.
Eine Bewegung der Stabilisierungsfläche (1) kann nur stattfinden, wenn der Kammer (4) Luft entweder ab- oder zugeführt wird. Um die Zuführung von Luft in die Kammer (4)
bei abnehmender Fluggeschwindigkeit recht wirksam zu gestalten, wird der Kammer durch die Oeff-
nung (7) dauernd Druckluft zugeführt, deren Quantum durch die Größe der Oeffnung so bemessen ist, daß der Langspalt (3) in schnellem Fluge die eintretende Luft wegführen
und dennoch die Luftverdünnung in der Kammer (4) aufrechterhalten kann. Durch den Einfluß der Oeffnung (7) wird andererseits die Bewegung der Stabilisierungsfläche bei
zunehmender Fahrtgeschwindigkeit verlangsamt. Auch dieser Umstand ist erwünscht, denn dadurch behält die Stabilisierungsfläche den Zuk-kungen der Böen gegenüber
unempfindlich, ihre augenblicklich innehabende Form bei. Stabilisierungsfläche und Tragflügel zusammen betrachtet, bieten in jedem Augenblick dem Böenangriff eine starre
Form dar, welche, vom Flugzustand abhängig, die richtige Einstellung hat, die das ganze Flugzeug zum Böenfühler macht.
Die Form der Stabilisierungsfläche ist im Fluge von den Insassen des Flugzeuges an der Höhe der hinteren Blasbalgwand zu sehen, infolgedessen die Stabilisierungsfläche auch
als bequem im Gesichtsfelde liegender Anzeiger des Flugzustandes Vorteil bringt. Abb. 5 zeigt verschiedene Stellungen der Blasbalgwand, im Fluge photographiert.
In der neuen Bauausführung (Tafel IV) ist die Stabilisierungseinrichtung als abgeschlossenes Ganzes ausgebildet, indem der hohle, mit Langspalt (3) versehene Flügel durch
Luftleitungen mit der festen Fläche (2) verbunden, eine starre Brücke darbietet. Mittels vier Schrauben wird diese Brücke zwischen zwei leichtgebauten Rümpfen getragen.
Stabilisierungsfläche sowie der Rümpfevorbau können schnell vom Flugzeug abgenommen und dieses ohne die Einrichtung als Normalflugzeug geflogen werden. Diese
Möglichkeit ist vorgesehen für den Fall, daß der Vorbau, vor größerem Schaden bewahrend, an einem Hindernis zerbrochen wird. Die Stabilisierungseinrichtung mit
Vorderrümpfen und Streben wiegt 18 kg, und dieses Gewicht wird in normalem Fluge von der Stabilisierungsfläche getragen, die, weil sie in günstiger Lage im Aufwind liegt,
wenig Luftwiderstand verursacht.
Mit Wegnahme der Stabilisierungseinrichtung gehen natürlich deren hervorgebrachte Flugeigenschaften verlustig. Das hinten liegende Höhenruder muß alsdann aus bekannten
Stabilitätsgründen von oben durch Luftkraft belastet werden, oder der Führer muß am unstabilen Flugzeug durch Verstellen des Höhenruders die Druckmittelwanderungen am
Tragflügel ausgleichen. Bei und nach der Landung würde die Wegnahme des Vorbaues auch Vorzüge des Flugzeuges am Boden beseitigen. An den Vorderrümpfen sind nämlich
gummigefederte Kufen angebracht, welche ein Ueberschlagen des Flugzeuges verhindern und in geschützter Stellung der Tragflächen zum Winde den Auslauf des Flugzeuges
bremsen. Der vorn auf die Kufen gestützte Vorbau macht es möglich, die Radachsen hinter dem Gesamtschwerpunkt anzubringen, so daß bei Landungsstößen auf die Räder
und nachfolgenden Sprüngen das Flugzeug in die ungefährliche Gleitfluglage hineinspringt. Ferner bieten die Rümpfe den Insassen eine wirksame Handhabe am Vorderteil des
Flugzeuges, so daß der bequeme Transport des leeren Flugzeuges (Abb. 6) an der Erde ungefährdet vom Winde stattfinden kann.
Die Ausgestaltung des Flugzeuges mit einem Mittelrumpf ist im Falle der Bauausführung als mehrmotoriges Verkehrsflugzeug erwünscht. Am kleinen Flugzeug geht es nicht
an, einen durchgehenden Mittelrumpf von derselben Festigkeit und so geringem Gewicht als die Doppelrumpfanordnung herzustellen. Neben diesem hat die Anordnung
I. Langsamer Flug bei 3000 U/min.
II. Flug bei 3400 U/min.
III. Geschwindigkeitszunahme IV. Größere Geschwindigkeitswährend der Böe. zunähme während der Böe. Abb. 5. Stabilisierungseinrichtung von Budig, im Fluge
Photographien.
des Motors, der vorn oder hinten angebracht werden kann, die Doppelrumpfanordnung nahegelegt. Die hinten liegende Propelleranordnung beeinflußt von 6 PS aufwärts
merklich den Abwind des Tragflügels. Die Kenntnis dieser Beeinflussung ist von großer Wichtigkeit. Sie ist durch Versuche im Fluge zu erlangen und dient der genaueren
Einstellung des hinteren Leitwerkes.
Dem Aufbau der Tragzelle ist die Forderung hohe Festigkeit und Lebensdauer bei geringem Gewicht zugrundegelegt. Die Anwendung geringer Spannweite erfordert den
Doppeldecker. Besonders gewählt besitzt der untere Flügel nur 3 m2 Flächeninhalt. Diese Fläche ist klein
gehalten, um die Querruder zu sparen, die bei größerer Fläche infolge größerer Kippkraft nötig wären. Mit dem Versuchsflugzeug sind noch keine Höhenflüge ausgeführt
worden. Die Annahme aber, daß Entenflugzeuge in der Leistungsfähigkeit zurückstehen sollen, erscheint jedoch unzutreffend, wenn man bedenkt, daß das Flugzeug mit dem
Fahrradmotor Kraftüberschuß aufweist, indem es aus eigener Kraft von der Ebene aus startet.
Das Flugzeug als Doppelsitzer mit 25—30 PS ausgerüstet, eignet sich für Sport, Reise und Schulzwecke. Alle Sonderaufgaben, die das Fliegen in Erdnähe bedingen, sind infolge
der Landesicherheit mit dem Flugzeug lösbar geworden. Im Dienste der Elektrizitätswerke können Hochspannungsleitung überwacht und dabei Landpost bestellt werden.
Kinoaufnahmen unzugänglicher Gebirgstäler von dem Flugzeug aus zählen nicht zu besonderen Wagnissen.