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Der Erfinder hat beantragt, nicht genannt zu werden Die Erfindung
betrifft einen Flügelradpropeller mit zur Propellerachse annähernd oder genau parallelen,
vollständig ins Wasser eingetauchten Flügeln, die zur Erzeugung der Vortriebs- und
Ruderkräfte während jeder Umdrehung des Propellers eine Schwingbewegung um ihre
Achse ausführen, wobei sie durch ein ständig innerhalb des Flügelkreises liegendes
Steuerzentrum und ein dieses Steuerzentrum mit den Flügeln verbindendes Flügelantriebsgestänge
gesteuert werden. Die Erfindung besteht in der Angabe eines Flügelbewegungsgesetzes,
das einen möglichst hohen Gesamtwirkungsgrad des Propellers ermöglicht.
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Nach der Erfindung sollen die Flügel derart gesteuert werden, daß
der größte Schwingungsausschlag, d. h. der größte Flügelwinkel sowohl in der vorderen
als auch in der hinteren Radhälfte bei einem Umfangswinkel erreicht wird, der zwischen
einem Umfangswinkel von etwa ioo° in der vorderen Radhälfte und 26o° in der hinteren
Radhälfte einerseits und dem Umfangswinkel andererseits liegt, bei dem mittels einer
für den gleichen maximalen Flügelwinkel ausgelegten strengen Normalenschnittkinematik
dieser maximale Flügelwinkel erreicht wird.
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Bei dem ersten bekannt gewordenen Zykloidenpropeller nach Kirsten
(Mittelläufer), bei dem die Schaufeln während ihres Umlaufes um die Schaufelradachse
eine kontinuierliche Drehung ausführen, schneiden sich die Senkrechten auf die Profilmittellinien
stets in einem auf dem Flügelkreis liegenden Punkt. Die Schaufeln arbeiten dabei
stets mit der gleichen unveränderlichen Steigung i. Bei- dem von Schneider erfundenen
Schnelläufer dagegen führen die Schaufeln eine gesteuerte Schwingbewegung aus. Sie
laufen stets mit der gleichen Kante voraus und weisen im Gegensatz zu den Schaufeln
des Kirsten-Schaufelrades Tragflügelform auf. Sie sind
daher auch
nicht als Schaufeln, sondern als Flügel anzusprechen. Die Senkrechten auf die Profilmittellinien
der Flügel (Flügelnormalen) schneiden sich dabei stets in einem innerhalb des Flügelkreises
gelegenen Punkt, dessen Abstand von der Propellerdrehachse ein NIaß für die während
eines Umlaufes ebenfalls konstante Steigung ist. Dieser Punkt ist hier beliebig
innerhalb des Flügelkreises verstellbar, und zwar auch durch Null (Punkt in der
Propellerachse) hindurch, so daß die Steigung des Propellers von Voll voraus auf
Voll zurück verändert werden kann. Daß der Steuerpunkt beim Schnelläufer nicht nur
auf einem Durchmesser, sondern auch senkrecht dazu verstellt werden kann, so (laß
der Propellerstrahl in beliebige Richtung gelenkt werden kann, ist ebenfalls bekannt.
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Darüber hinaus ist es beim Voith-Schneider-Propeller auch schon vorgeschlagen
und ausgeführt worden, die Flügelschwingung derart zu steuern, daß die Steigung
jedes Flügels während eines Umlaufes um die Radachse wechselt, indem der Steuerpunkt
während einer Radumdrehung hin und her wandert bzw. pendelt. Hierdurch soll u. a.
eine möglichst gleichmäßige Verteilung der Belastung auf die vordere und hintere
Radhälfte bzw. auf die einzelnen Quadranten eines Flügelkreises und damit ein möglichst
guter Gesamtwirkungsgrad erzielt werden. Nach diesem Vorschlag ausgeführte Propeller
haben auch in der Tat eine merkliche Wirkungsgradverbesserung gebracht.
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Die weitere Verfolgung der Forschungsarbeiten auf diesem Gebiet hat
zu neuen Erkenntnissen geführt, denen die oberangegebene Definition der Erfindung
entspringt. Die rechnerische Analyse der Propellerströmung zeigt, daß etwa bei einer
Steigung (HID - -i =) 4= 0,75 die höchsten Anströmwinkel der Propellerflügel
nur etwa 15° betragen (H = im schubfreien Zustand während einer Radumdrehung zurückgelegter,
Weg, D = Durchmesser). Über diese Werte kann bei stationärer Strömung nicht hinausgegangen
werden, da sonst die Strömung abreißt. Dies gilt jedoch nicht für den Flügelradpropeller,
weil bei diesem die Strömung um die Flügel nicht stationär ist. Beim Flügelradpropeller
ändert nämlich der Auftrieb während einer Umdrehung seinen Betrag zweimal Von Null
bis zu einem Höchstwert. Die Ausbildung einer abgerissenen Tragflügelströmung benötigt
nun aber infolge der besonderen Vorgänge in der Grenzschicht eine gewisse Zeit.
Bei einem in einer Parallelströmung schwingenden Flügel, periodisch veränderlicher
Aiiströmwinkel, reicht selbst bei verhältnismäßig niedrigen Frequenzen die Zeit
nicht aus, um eine abgerissene Strömung zu erzeugen. Deshalb bleibt die normale
nicht abgerissene Strömung mit guten Gleitzahlen bis zu erheblich höherem Anstellwinkel
(3o bis 4o°) als bei stationärer Strömung (io bis 15°) erhalten.
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Diese Erkenntnisse zeigen, daß bei einem Schnellläufer mit wesentlich
höheren Anstellwinkeln gearbeitet werden kann. Bei einer Normalenschnittkineinatik
ist nun aber die Drehgeschwindigkeit des Flügels um seine Drehachse während des
Umlaufes um die Radachse nicht konstant, sondern wechselt sehr stark. Je höher der
grölite l,' liigelwinkel gewählt wird, um so stärker rucken die Schwenkpunkte, bei
denen der höchste Flügelwinkel erreicht wird, an den Umfangspunkt von i So' heran
und um so größer ist dann auch die Scliivenkgeschwindigkeit des Flügels, der sich
ja zwischen den beiden Schwenkpunkten um iSo° drehen muß. Mit der Schwenkgeschwindigkeit
steigt aber in gleichem Maß auch die erforderliche livdraulische Schwenkarbeit für
dieses Durchdrehen des Flügels vom positiven Höchstwert + e"" zum negativen Wert
von - smpx und damit ist, wie der Erfinder erkannt hat, eine Wirkungsgradeinbuße
Verbunden, die den durch Erhöhung des Steigungsmaßes über i0 = 0,75
hinaus
in den übrigen Bereichen des Flügelkreises erzielbaren Wirkungsgradgewinn wieder
wettmacht. Die daraus gezogene I#olgerting besagt, daß das Flügelbewegungsgesetz
bzw. die zu seiner Verwirklichung dienende Kinematik (das Flügelantriebsgestänge)
derart ge@@ <ihlt werden muß, daß der Schwenkpunkt in der Vorderen Radhälfte
bei einem kleineren und in der hinteren Radhälfte bei einem größeren Wert des Umfangswinkels
liegen muß, als er sich bei der Steuerung nach der ursprünglichen strengen N orinalenschnittkinematik
ergibt. Als oberste Grenze für die Lage des Schwenkpunktes in der vorderen Radhälfte
bzw. als unterste Grenze in der hinteren kadh'ilfte wird daher der geometrische
Ort für die Schwenkpunkte der Flügelwinkelkurven nach der strengen Normalenschnittkinematik
angegeben, -,vol )ei sich der Schwenkpunkt nach (lern Gesagten zweckmäßig in einigem
Abstand von dieser Grenze hält.
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Die oben angegebene Forderung nach einer mäßigen Drehgeschwindigkeit
der Flügel könnte zweifellos mit einer Flügehvinkelkurve erzielt werden, die die
Form einer Sinuskurve hat. Diese Form der Flügelwinkelkurve ist aber aus verschiedenen
Gründen unbrauchbar. Der ansteigende Ast der Sinuskurve im ersten Bereich der vorderen
Radhälfte und der absteigende Ast im gegenüberliegenden letzten Bereich der hinteren
Radhälfte würde nämlich ein zu rasches Ansteigen des Anströmwinkels und damit die
Gefahr der Ablösung der Strömung trotz der durch die nicht stationäre Bewegung hinsichtlich
der Ablösung gegebenen günstigen Verhältnisse init sich bringen. Andererseits ist
der Flügelwirkungsgrad längs des Flügelkreises veränderlich. Er steigt bei der Normalenschnittbewegung
von seinem Nullwert hei <p = o° stetig an und erreicht seinen l1öclistwert in
der Umgebung jenes Umfangswinkels. bei welchem der Flügehvinkel seinen höchsten
Wert besitzt. Damit nun der Gesamtwirkungsgrad hoch wird, sollen alle jene Teile
des Umfanges, die einen hohen Flügelwirkungsgrad aufweisen, einen möglichst hohen
Anteil der Gesamtleistung übertragen. Die Flügel müssen daher gerade in dieseln
Bereich unter erheblich größerem _lnströniwinlcel arbeiten, als in den Gebieten
mit schlechterem Flügelwirkungsgrad. Das Gebiet hoher Flügelwirkungsgrade liegt
zwischen (i, = go° und g. = 18o°. In diesem Gebiet
ist aber
der Leistungsanteil bei einer Flügelsteuerung nach einer Sinuskurve wegen der dort
rasch abnehmenden Flügelwinkel und damit auch der Anströmwinkel nur klein. Der Umkehrpunkt
der Flügelwinkelkurve muß daher gemäß der Erfindung in der vorderen Radhälfte bei
einem wesentlich höheren und in der hinteren Radhälfte 1>e1 einem wesentlich niedereren
Wert des Umfangswinkels liegen als der Umkehrpunkt der Sinuskurve (9o bzw. 27o°).
Als untere Grenze für die Lage des Umkehrpunktes der Flügelwinkelkurven für verschiedene
Flügelwinkelhöchstwerte in der vorderen Radhälfte wird daher gemäß der Erfindung
der Wert (p = ioo" und als oberste Grenze in der hinteren Radhälfte der Wert (p
= 26o° angegeben.
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Für den maximalen Flügelwinkel s"", = 500 wurde demnach der Umkehrpunkt
bei einem (p-Wert liegen, der in der vorderen Radhälfte etwa zwischen ioo und
1300 und in der hinteren Radhälfte zwischen 23o und 26o° liegt. Füreinen
Flügelwinkel 8""x = 60'
ergeben sich etwa die Bereiche von 1o5 bis 140' bzw.
220 bis 255'.
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Nach einem weiteren Vorschlag der Erfindung soll die Steuerung der
Flügelschwingung weiterhin derart ausgebildet werden, daß bei einem Schwenkpunkt
innerhalb der oben angegebenen Grenzen die Flügel ini Vorlaufquadranten sowie im
vorderen und hinteren Quadranten oder wenigstens im Vorlaufquadranten und in einem
wesentlichen Teil des vorderen und hinteren Quadranten mit einer Steigung = i oder
sogar größer oder etwas kleiner als i arbeiten. Ein nach den Vorschriften dieser
Frfindung gebauter Propeller ergibt einen hohen Gesamtwirkungsgrad. Außerdem bleibt
die Drehgeschwindigkeit der Flügel um ihre Achse in mäßigen Grenzen und ist insbesondere
kleiner als bei der Flügelbewegung nach dem strengen Normalenschnittgesetz.
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Zur weiteren Erläuterung der Erfindung dient die "Zeichnung. Dort
ist in Abb. i der Flügelkreis mit den üblichen Kennzeichnungen dargestellt, während
in Abb. 2 einige Flügelwinkelkurven gezeigt sind.
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Der Flügelkreis i nach Abb. i werde von den Flügeln in der durch den
Pfeil 2 angegebenen Richtung durchlaufen. Für die angegebene Vorschubrichtung 3
liegt darin (las Steuerzentrum N links vom Nullpunkt o. Der rechte Endpunkt des
Querdurchmessers .4 sei der Umfangspunkt g) = 0/36o0, die vordere lZadhälfte reicht
von (p = o0 bis 9p =
18o0 und die hintere Radhälfte von (p = 18o0 bis
(p = 36o0, der Vorlaufquadrant von ( = 3150 bis (p = 45° und der Rücklaufquadrant
von (p = 1350 bis #C = 225'. Das Flügelprofil ist mit 5 bezeichnet.
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1n Abb. 2 ist über dem Umfangswinkel (p für die vordere Radhälfte
der Flügelwinkel s aufgetragen. Bei einer strengen Normalenschnittkinematik ist
der geometrische Ort für den Höchstwert des Flügelwinkels e (also für den Umkehrpunkt
der Flügelwinkelkurve) die Verbindungsgerade 6 zwischen <lein Umfangswinkel (f=
9o0 für F = o0 (Stei-(rungsmaß ;o = o) und dein Umfangswinkel T = 18o0 mit
F = 9o0 (Steigungsmaß (io = i). Für eine Normalenschnittbewegung mit einem Steigungsmaß
io = o,9 ist eine Flügelwinkelkurve eingezeichnet und mit 7 bezeichnet; außerdem
eine Flügelwinkelkurve 8 für das Steigungsmaß io = 0,75. Der Flügelwinkelverlauf
eines mit der konstanten Steigung i. = i arbeitenden Mittelläufers (Kirsten) ist
ebenfalls eingezeichnet und mit dem Bezugszeichen 9 versehen. Wie ersichtlich, liegen
die allmählich von Null ansteigenden Winkelwerte des Schnelläufers (Kurve 7) etwas
unterhalb der Werte für den Mittelläufer. Die wesentlichen Unterschiede zwischen
dem Mittelläufer und dem Schnelläufer werden bei hohem Steigungsmaß erst in der
Nähe des Umfangswinkels (p = r8o° erkennbar. Beim Mittelläufer ist die Drehgeschwindigkeit
der Schaufel um ihre Drehachse auf dem ganzen Umfang konstant, während beim Schnelläufer
bei hohen Steigungswerten die Drehgeschwindigkeit der Flügel stark wechselt und
entsprechend dem steilen Abfallen der Kurve 7 sehr hohe Werte annimmt. Im Gegensatz
hierzu wird gemäß der Erfindung etwa eine Flügelwinkelkurve vorgeschlagen, wie sie
durch die Kurve io dargestellt ist. Diese Kurve steigt wesentlich schneller an als
die Kurve 7, sogar schneller als die Mittelläuferkennlinie, erreicht ihren Höchstwert
von e"""x = 6¢0 bei 99 = 1360, während die Kurve 7 für eine strenge Normalenschnittbewegung
diesen Wert erst bei 99 = 1550 erreicht und fällt dann wesentlich langsamer als
diese Kurve ab. Zum Vergleich ist auch noch die Sinuskurve i i eingetragen. Der
Bereich, innerhalb dessen nach der Erfindung der Umkehrpunkt der Flügelwinkelkurven
liegen soll, ist durch Strichelung eingegrenzt. Wie ersichtlich, sind die Kurven
7 und io im wesentlichen affin zueinander. Geringe Ab"veichungen können, wie Versuche
zeigen, zugelassen werden, ohne daß der Gesamtwirkungsgrad eine merkliche Änderung
erfährt. Diese Erkenntnis ermöglicht für die praktische Verwirklichung der erfindungsgemäßen
Flügelbewegung die Verwendung besonders einfacher Bewegungsorganismen. Die beispielsweise
gezeigte neue Flügelwinkelkurve ist nämlich auch annähernd affin zu jener Normalenschnittbewegung,
Kurve 12, deren Flügelwinkelhöchstwertbei dem gleichen Umfangswinkel qg=1360 liegt.
Somit läßt sich die günstigste Flügelwinkelkurve 1o aus einer Normalenschnittbewegung
mit kleinererp Steigungsmaß durch Anwendung einer im wesentlichen konstanten Winkelübersetzung
erzeugen, die sich mechanisch durch geeignete Wahl der Hebellängen o. dgl. im Flügelantriebsgestänge
einer Kinematik für das übliche strenge Normalenschnittgesetz erzielen läßt.
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Zur Vereinfachung sind die Betrachtungen an Hand der Abb. 2 nur auf
den vorderen Flügelhalbkreis erstreckt worden. Sie haben aber ihre Gültigkeit in
gleicher Weise auch für den hinteren Flügelhalbkreis ((p = 18o bis 36o0), für welchen
symmetrisch zu (p = 18o0 die gleichen Flügelwinkel, lediglich mit negativen Vorzeichen
(Flügelkopf einwärts) zu wählen sind, wenn dabei von dem bekannten Belastungsausgleich
zwischen vorderer und hinterer Radhälfte abgesehen wird, der für die
hintere
Radhälfte etwas größere Flügelwinkelwerte erfordert als für die vordere. Die oben
erwähnte, in kleinen Grenzen zulässige Abweichung von der strengen Affinität der
Kurven läßt auch eine geringe Abweichung von der Symmetrie der Flügelwinkel im vorderen
und hinteren Flügelhalbkreis zu. Dadurch ist es ohne weiteres möglich, die Flügelwinkel
im hinteren Halbkreis größer zu halten als im vorderen, um so dem Umstand Rechnung
zu tragen, daß der hinteren Radhälfte Wasser zuströmt, das durch die vordere Radhälfte
bereits beschleunigt wurde.