DE68911225T2

DE68911225T2 - Automatisch verstellbare Schiffsschraube.

Info

Publication number: DE68911225T2
Application number: DE68911225T
Authority: DE
Inventors: Stephen R Speer
Original assignee: Aerostar Marine Corp
Current assignee: Aerostar Marine Corp
Priority date: 1988-07-07
Filing date: 1989-07-06
Publication date: 1994-06-16
Anticipated expiration: 2009-07-07
Also published as: EP0351986A1; PT91089A; US4929153A; MX167925B; AU620907B2; ATE98174T1; IE65505B1; PT91089B; DE68911225D1; IE892182L; MY105794A; NZ229858A; WO1990000492A1; EP0351986B1; AU4079789A

Description

Die Erfindung betrifft selbsttätige Verstellpropeller für Boote, bei denen die Flügelsteigung automatisch zwischen zwei diskreten Steigungspositionen verstellbar ist.

Hintergrund der Erfindung

Bei Bootspropellern wird die Flügelsteigung des Propellers häufig in "Inch" definiert, d. h., durch Definieren des Weges, um den ein Boot unter Annahme von Schlupffreiheit bei einer einzelnen vollständigen Propellerumdrehung durch das Wasser vorangetrieben würde; so ist beispielsweise ein Propeller mit einer Steigung von "13 Inch" ein Propeller mit dem Flügelsteigungswinkel, der notwendig ist, um das Boot geradlinig um 13 Inch bei einer vollständige Umdrehung des Propellers vorwärts zu bewegen.
Gleichermaßen bekannt ist, daß die Bedingungen, unter denen das Boot betrieben wird, für die Bestimmung der optimalen Propellersteigung wichtig sind, damit ein Motor eine bestimmte maximale Leistung abgibt. Zu solchen Betriebsbedingungen gehören die Last, die beabsichtigte Geschwindigkeit und die Art des Rumpfes des vorgetriebenen Bootes. Sollte beispielsweise ein Boot zum Ziehen eines Wasserskifahrers, d. h., einer relativ schweren Last, verwendet werden, würde ein Propeller mit geringerer Steigung gewählt, z. B. einer Steigung von etwa 15 Inch für ein relativ kleines, 16 Fuß langes Hobbyboot mit einem 100-HP-Motor. Ähnlich würde man in einem Boot für höhere Geschwindigkeiten mit z. B. einem 300- HP-Motor eine relativ hohe Flügelsteigung verwenden, z. B. einen Propeller mit einer Steigung von 21 Inch.
Früher wurden Propeller mit manuell verstellbaren Steigungspositionen konstruiert. Die Steigung wurde vor dem Motorstart eingestellt und blieb während des weiteren Motorbetriebs konstant. Eine solche Vorrichtung ist beispielsweise in der US-A-3,790,304 gezeigt. Zu anderen früheren Konstruktionen gehörten manuell verstellbare Flügelpositionen, die Änderungen der Flügelsteigungsposition während des Betriebs ermöglichten. Dazu waren manuelle Einstellungen über mechanische, hydraulische oder elektrische Einrichtungen vorgesehen. Derartige Vorrichtungen zeigen beispielsweise die US-A- 2,554,716, 3,216,507 und 4,599,043.
In Anbetracht der Nützlichkeit von Propellern, die während des Motorbetriebs ihre Flügelsteigung verändern, wurden bisher verschiedene Einrichtungen zum Ändern der Steigung entwickelt, entweder durch eine selbsttätige Konstruktion, d. h., mit automatischer Steigungsänderung auf der Grundlage von Änderungen der Betriebsbedingungen, z. B. der Motordrehzahl, oder durch eine vom Bediener gesteuerte Einrichtung, z. B. Pneumatik- oder Hydrauliksteuerungen. Selbsttätige Propeller, die erkennbar über einen Bereich von Steigungspositionen kontinuierlich verstellbar sind, werden für Bootspropeller von Reid in der US-A-3,177,948 und für Flugzeugpropeller von Lagrevol und Biermann in den US-A-2,669,311 und 2,694,459 vorgeschlagen. Ein Propeller, der besonders für einen Außenbord-Bootsmotor geeignet ist und eine Einrichtung sowohl für die manuelle als auch für die automatische selbsttätige Steigungsverstellung hat, zeigt die US-A-2,682,926 für Evans.
Andere Vorrichtungen, die automatische, selbsttätige Änderungen der Flügelsteigungspositionen vorsehen und bei denen die Flügel gegen eine Änderung durch Federn vorgespannt sind, sind z. B. in den US-A-2,290,666, 2,988,156, 3,145,780, 3,204,702, 3,229,772, 3,231,023, 3,295,610 und 3,567,336 gezeigt. Daneben gibt es Konstruktionen für verstellbare Bootspropeller, die durch eine plötzliche oder abrupte Motordrehzahländerung betätigt werden, um den notwendigen Anstoß zum Verstellen der Flügelsteigung zu geben. Beispiele für solche Vorrichtungen beschreiben die US-A-3,275,083 und 3,302,725.
Zu bekannten selbsttätigen Propellern, die in erster Linie für den Einsatz in Luftfahrzeugen vorgesehen sind, gehörten Einrichtungen zum Arretieren der Flügel in einer oder mehreren Flügelpositionen. Solche Vorrichtungen sind z. B. in den US-A-2,669,311 und 2,694,459 sowie in der DE-A-3,429,297 gezeigt.
Die US-A-4,419,050 offenbart einen Verstellpropeller für Boote mit einem Nabengehäuse und mehreren Flügeln, die sich vom Nabengehäuse in Radialrichtung nach außen erstrecken, wobei jeder Flügel an der Nabe um eine Flügelachse zwischen zwei extremen Winkelpositionen schwenkbar angeordnet ist. Eine Erhöhung der Flügelsteigung wird durch ein Hydrauliksystem solange verhindert, bis der Propeller eine bestimmte Drehzahl erreicht, wonach sich durch Öffnen eines Hydraulikventils der Steigungswinkel ändern kann. Der Steigungswinkel läßt sich durch eine vorübergehende Verlangsamung, gefolgt von einer erneuten Beschleunigung des Propeller, weiter erhöhen.

Allgemeine Aufgaben

Eine Aufgabe der Erfindung besteht darin, insbesondere für einen Bootspropeller eine zuverlässige selbsttätige Einrichtung zum Verstellen zwischen einer ersten Flügelposition mit geringerer Steigung und einer zweiten Flügelposition mit höherer Steigung bei Änderungen solcher Betriebsbedingungen eines Bootes wie der Motordrehzahl und Bootsgeschwindigkeit und/oder der Bootsbeschleunigung zu schaffen. Eine weitere Aufgabe der Erfindung besteht darin, eine zuverlässige selbsttätige, die Steigung ändernde Einrichtung zu schaffen, die eine Änderung als Reaktion auf das Erreichen einer vorbestimmten Bootsgeschwindigkeit vornimmt, die je nach Beschleunigung variiert. Eine andere Aufgabe der Erfindung besteht darin, eine Einrichtung zum automatischen Ändern der Bootspropellersteigung in einem ausreichenden Motordrehzahlbereich zu schaffen, der von der Last auf den Motor und auf die Propellerflügel abhängig ist.
Eine weitere Aufgabe der Erfindung besteht darin, einen Verstellmechanismus für die Propellerflügelsteigung zu schaffen, der ein Flügelflattern und/oder Drehzahlpendeln des Propellers während des Bootsbetriebs unabhängig von Änderungen der hydrodynamischen Last auf den Propeller verhindert. Eine nächste Aufgabe der Erfindung besteht darin, den Propellerflügel in einer definierten oder diskreten Steigungsposition solange fest zu arretieren, bis vorbestimmte hydrodynamische Bedingungen erreicht sind, um die Arretierung aufzuheben und somit eine Änderung der Flügelsteigung zuzulassen. Eine weitere Aufgabe der Erfindung besteht darin, einen Verstellpropeller für Boote zu schaffen, der in sich abgeschlossen ist und somit einen Festpropeller ersetzen kann, ohne ansonsten den Motor oder Antrieb abzuwandeln. Eine folgende Aufgabe der Erfindung besteht darin, einen Verstellpropeller für Boote zu schaffen, der Motorabgase durch das Innere der Propellernabe von der Motorantriebswelle durchleiten kann.
Dementsprechend sieht die Erfindung einen verstellbaren Bootspropeller vor, der aufweist: ein Nabengehäuse; mehrere Flügel, die sich von dem Nabengehäuse in Radialrichtung nach außen erstrecken, wobei jeder Flügel an der Nabe um eine Flügelachse zwischen einer Maximalsteigungsposition und einer Minimalsteigungsposition verschwenkbar angeordnet ist; und Antriebsbefestigungsmittel zum Befestigen des Bootspropellers an einer sich drehenden Antriebswelle eines Bootes, so daß sich der Bootspropeller mit der Antriebswelle dreht, dadurch gekennzeichnet, daß der Bootspropeller ferner aufweist: eine Positionsarretiereinrichtung, um die Flügel in der Minimalsteigungsposition arretiert zu halten, während der Bootspropeller durch die Antriebswelle gedreht wird; eine Löseeinrichtung, die mit der Positionsarretiereinrichtung betrieblich in Eingriff steht, um die Positionsarretiereinrichtung zu lösen, wenn die Umdrehungsgeschwindigkeit des Bootspropellers einen vorbestimmten Schwellwert überschreitet; und eine Steigungsverstelleinrichtung, die auf die Umdrehungsgeschwindigkeit des Bootspropellers so reagiert, daß beim Lösen der Arretiereinrichtung die Flügel aus der Maximalsteigungsposition in die Minimalsteigungsposition oder umgekehrt verschwenkt werden.

Allgemeine Beschreibung der Erfindung

Erfindungsgemäß ist ein selbsttätiger Verstellpropeller mit mehreren Flügeln vorgesehen, wobei jeder Flügel automatisch zwischen einer ersten, relativ niedrigeren Steigungsposition und einer zweiten, relativ höheren Steigungsposition beweglich ist und wobei alle Flügel im wesentlichen gleichzeitig und gleichmäßig als Reaktion auf das Erreichen einer vorbestimmten Kombination aus Umdrehungsgeschwindigkeit des Propellers und hydrodynamischer Belastung der Propellerflügel beweglich sind. Der selbsttätige verstellbare Bootspropeller der Erfindung weist auf: eine Nabe zum drehbaren Befestigen an einer Kraftquelle; mehrere Flügel, die schwenkbar an der Nabe befestigt sind, wobei jeder Flügel um eine Schwenkachse befestigt ist; eine lösbare Schwenkarretiereinrichtung, um das Schwenken jedes Flügels in der Arretierposition zu verhindern; eine Steigungsänderungseinrichtung, um ein Schwenken der Flügel zu bewirken, wenn die Schwenkarretiereinrichtung gelöst wird; und vorzugsweise eine Koordinationseinrichtung, um eine im wesentlichen gleichzeitige und gleichmäßige Schwenkbewegung aller Flügel zu gewährleisten. Vorzugsweise ist außerdem eine Rückkopplungskrafteinrichtung vorgesehen, die dem Lösen der Arretiereinrichtung eine Kraft entgegensetzt, die im allgemeinen proportional zur hydrodynamischen Last auf die Flügel ist.

Kurze Beschreibung der Zeichnungen

Ein besseres Verständnis der Erfindung dürfte anhand der in den beigefügten Zeichnungen veranschaulichten bevorzugten Ausführungsformen möglich sein. Jede den Betriebsmechanismus des Bootspropellers darstellende Zeichnung ist in sich maßstabgetreu, wobei jedoch unterschiedliche Zeichnungen unterschiedliche Maßstäbe haben. Es zeigen:
Fig. 1 eine Gesamtseitenansicht einer bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verstellpropellers für Boote mit drei gleichmäßig beabstandeten Propellerflügeln;
Fig. 2 eine Ansicht der Triebseite des Verstellpropellers für Boote von Fig. 1;
Fig. 3 eine Ansicht der Vorderseite des Verstellpropellers für Boote von Fig. 1;
Fig. 4 eine Querschnittansicht entlang einer Linie 4-4 von Fig. 3;
Fig. 5 eine Querschnittansicht entlang einer Linie 5-5 von Fig. 3;
Fig. 4a und 5a Darstellungen der hohen Steigungsposition der Ansichten von Fig. 4 bzw. 5;
Fig. 6 eine vergrößerte Detailansicht eines Abschnitts von Fig. 5;
Fig. 7 und 7a Querschnittansichten der Betätigungseinrichtung in der hohen bzw. niedrigen Steigungsposition entlang einer Linie 7-7 von Fig. 3;
Fig. 8 eine Endansicht eines einzelnen Propellerflügels;
Fig. 9 eine Draufsicht auf den Propellerflügel von Fig. 8;
Fig. 10 eine Querschnittansicht entlang einer Linie 10- 10 von Fig. 8;
Fig. 11 und 12 verallgemeinerte Skizzen zum Beschreiben der auf die Propellerflügel wirkenden Kräfte;
Fig. 11a eine Darstellung der Flügelkräfte von Fig. 11 bei höherer Geschwindigkeit;
Fig. 13 und 13a jeweils eine teilweise Längsquerschnittansicht einer weiteren Ausführungsform der Erfindung mit der Vorrichtung in einer niedrigen bzw. einer hohen Steigungsposition;
Fig. 14 eine Querschnittansicht entlang einer Linie 14- 14 von Fig. 13;
Fig. 15 ein Vektordiagramm für den Betrieb des Propellers der Erfindung, betrachtet in Radialrichtung nach innen entlang der Flügelschwenkachse Y-Y;
Fig. 16 eine Gesamtseitenansicht der Propellerbaugruppe;
Fig. 17 eine Rückansicht einer Ausführungsform der Propellerbaugruppe mit einem Außendurchmesser-Koordinationsring und dem Innenmechanismus in der niedrigen Steigungsposition;
Fig. 18 eine Rückansicht der Propellerbaugruppe von Fig. 17 mit dem Innenmechanismus in der hohen Steigungsposition;
Fig. 19 eine isometrische Schnittansicht der Propellerbaugruppe von Fig. 17 mit dem Innenmechanismus in der niedrigen Steigungsposition;
Fig. 20 eine isometrische Schnittansicht der Propellerbaugruppe von Fig. 18 mit dem Innenmechanismus in der hohen Steigungsposition;
Fig. 21 eine in Radialrichtung nach außen betrachtete willkürliche Schnittansicht der Mechanismuskomponenten für einen Flügel mit den Komponenten in der niedrigen Steigungsposition;
Fig. 22 die gleiche in Radialrichtung nach außen betrachtete willkürliche Schnittansicht der Mechanismuskomponenten für einen Flügel mit den Komponenten in der hohen Steigungsposition;
Fig. 23 eine Längsschnittansicht entlang einer Linie 8-8 von Fig. 17 der Baugruppe mit den Propellerkomponenten von Fig. 17 in der niedrigen Steigungsposition;
Fig. 24 eine Längsschnittansicht entlang einer Linie 9-9 von Fig. 18 der Baugruppe mit den Propellerkomponenten von Fig. 18 in der hohen Steigungsposition;
Fig. 25 eine vergrößerte teilweise Ansicht des Hinterendes des Arretier- und Positioniermechanismus und der Kugelgelenkgeometrie für einen Flügel in der arretierten niedrigen Steigungsposition;
Fig. 26 eine vergrößerte teilweise Ansicht des Hinterendes des Arretier- und Positioniermechanismus und der Kugelgelenkgeometrie für einen Flügel in der arretierten hohen Steigungsposition;
Fig. 27 einen Umriß eines typischen Flügelguerschnitts nach NACA Reihe 19 mit der Abwandlung der "Abrißkante";
Fig. 28 eine Endansicht eines einzelnen Propellerflügels mit Abrißkante;
Fig. 29 eine Vorderansicht des Propellerflügels von Fig. 28;
Fig. 30 eine Seitenansicht des Propellerflügels von Fig. 28;
Fig. 31 eine Querschnittansicht entlang einer Linie 31- 31 von Fig. 28;
Fig. 32 ein isometrischer Schnitt einer weiteren Propellerbaugruppe;
Fig. 33 eine Rückansicht einer zweiten Ausführungsform der Propellerbaugruppe mit einem Innendurchmesser-Koordinationsring und dem Innenmechanismus in der niedrigen Steigungsposition;
Fig. 34 eine Rückansicht der Propellerbaugruppe von Fig. 33 mit dem Innenmechanismus in der hohen Steigungsposition;
Fig. 35 eine isometrische Schnittansicht der Propellerbaugruppe von Fig. 33 mit dem Innenmechanismus in der niedrigen Steigungsposition;
Fig. 36 eine isometrische Schnittansicht der Propellerbaugruppe von Fig. 34 in der hohen Steigungsposition;
Fig. 37 eine Rückansicht einer dritten Ausführungsform der Propellerbaugruppe mit einem Innendurchmesser-Koordinationsring und einem Sekundärbetätigungsmechanismus mit dem Innenmechanismus in der niedrigen Steigungsposition;
Fig. 38 eine Rückansicht der Propellerbaugruppe von Fig. 37 mit dem Innenmechanismus in der hohen Steigungsposition;
Fig. 39 eine isometrische Schnittansicht der Propellerbaugruppe von Fig. 37 mit dem Innenmechanismus in der niedrigen Steigungsposition;
Fig. 40 eine isometrische Schnittansicht der Propellerbaugruppe von Fig. 38 mit dem Innenmechanismus in der hohen Steigungsposition;
Die Erfindung nutzt die Beziehung zwischen den hydrodynamischen Kräften Auftrieb ("L"), Widerstand ("D") und Kippmoment ("M") sowie den Trägheitsdrehmomenten (MB), die auf die Propellerflügel wirken, auf eine bisher noch nicht als nützlich anerkannte Weise. Die zum Festlegen dieser Kräfte notwendigen Berechnungen sind durch aktuelle technische Theorien im allgemeinen weithin belegt, aber die Wechselwirkung all dieser Faktoren wurde bisher noch nicht im Zusammenhang mit dem Betrieb eines automatischen, selbsttätigen Verstellpropellers formuliert. Für die vorliegende Erfindung werden diese Berechnungen genutzt, um die auf die Propellerflügel wirkenden dynamischen Lastbedingungen bei Änderungen der Bootsgeschwindigkeit und -beschleunigung sowie der Umdrehungsgeschwindigkeit (Drehzahl) des Propellers (oder Motors) als jene Faktoren zu bestimmen, die für die Konstruktion eines selbsttätigen Verstellpropellers zu berücksichtigen sind.
Gemäß den Zeichnungen der verbesserten Ausführungsformen des erfindungsgemäßen Propellers hat ein Nabengehäuse 13, 413 drei Propellerflügel 47, 447, die an ihm drehbar angelenkt sind. Dieser Propeller kann ohne jegliche weitere Veränderung an einem Außenbordmotor oder Heckantrieb anstelle des herkömmlichen Festpropellers befestigt werden. Die Erfindung kann ebenfalls für eine Antriebswelle eines Innenbordmotors verwendet werden.
Konzentrisch innerhalb des Nabengehäuses 13, 413 sind eine Innennabe und ein starrer Steg befestigt, die allgemein durch die Bezugszahlen 113, 513 bzw. 201 bezeichnet sind. Jeder Flügel 47, 447 ist an einer Haltewelle 40 befestigt oder in einem Stück mit einem Flügelschaft 440 ausgebildet, der radial verläuft und durch das Außennabengehäuse 13, 413 an der Innennabe 113, 513 schwenkbar angelenkt sowie durch zwei zylindrische Lagerstützen (44 und 45 oder 444 und 445) auf dem Außengehäuse 13, 413 bzw. der Innennabe 113, 513 abgestützt ist.
Bei der Konstruktion eines selbsttätigen, die Steigung ändernden Mechanismus für eine spezielle Konfiguration von Propellerflügeln müssen bestimmte physikalische Prinzipien dynamischer Kräftebeziehungen berücksichtigt werden. Die Einrichtungen zum Bestimmen dieser Kräfte sind im einzelnen bekannt, und ihre Berechnung läßt sich leicht anhand der aktuell vorliegenden technischen Berechnungsverfahren durchführen. In diesem Zusammenhang wurde bisher aber noch nicht die Wechselbeziehung dieser Kräfte genutzt. Betrachtet man zunächst die auf die Oberflächen der Propellerflügel wirkenden hydrodynamischen Kräfte, so ist der Flügel des Bootspropellers ein Auftriebskörper oder ein Tragflügelprofil, das ähnlich wie ein Flugzeugflügel wirkt. Die durch die Propellerdrehung verursachten kombinierten hydrodynamischen Kräfte erzeugen einen Schub zum Vortrieb des Bootes. Die auf jeden Flügel wirkende hydrodynamische Kraft ändert sich sowohl in ihrer Größe als auch in ihrer Lage auf dem Flügel stark in Abhängigkeit von der relativen Wassergeschwindigkeit und dem Anstellwinkel ("α"), die ihrerseits mit der Vorwärtsgeschwindigkeit des Bootes und der Umdrehungsgeschwindigkeit des Propellers in Beziehung stehen.
In der herkömmlichen aerodynamischen Theorie ("Theory of Flight" von Richard Von Mises, Dover Publications, 1959, und "Foundation of Aerodynamics" von A. M. Kuethe und J. D. Schetyer, John Wiley & Sons, 1959) kann die algebraische Summierung der auf das gesamte Flügelprofil oder die Flügeloberfläche wirkenden Drücke als eine einzige resultierende hydrodynamische Kraft dargestellt werden, deren Angriffspunkt als "Druckmittelpunkt" ("CP") definiert ist. Gewöhnlich ist der "aerodynamische Mittelpunkt" ("AC") eines Flügels oder Flügelprofils als ein Punkt definiert, an dem sich der Koeffizient des Kippmoments des Flügelprofils nicht ändert, sondern unabhängig von Änderungen des Fluidanstellwinkels des Flügels konstant bleibt. Bei herkömmlichen Flügelprofilen liegt der aerodynamische Mittelpunkt im allgemeinen bei einer Flügeltiefenposition von 23 bis 27 Prozent, wobei gewöhnlich von einer geschätzten Flügeltiefenposition von 25 Prozent ausgegangen wird. Ferner ist bei den meisten herkömmlichen Flügelprofilen (z. B. nach NACA Reihe 16) der Kippmomentkoeffizient negativ, d. h., er strebt danach, das Flügelprofil in Richtung auf einen niedrigeren Anstellwinkel (Steigung) vorzuspannen. Beim vorliegenden automatischen, selbsttätigen Verstellpropeller für Boote gehören die Vektorgröße und -richtung der resultierenden hydrodynamischen Kraft und die Lage des Druckmittelpunkts relativ zur Flügelschwenkachse zu den wichtigen Parametern für die Bestimmung der zeitlichen Steuerung der Steigungsänderung. Bei Propellern für Hochleistungsboote ist im allgemeinen eine Verwendung von Flügeln wünschenswert, deren Flügelprofile an der Hinterkante durch Ausbilden einer nach unten (oder außen) gerichteten Kantenneigung (siehe Fig. 27) abgewandelt sind. Diese Abwandlung des Flügelprofils an der Hinterkante wird gemeinhin als "Abrißkante" bezeichnet. Diese Abrißkante trägt dazu bei, eine Strömungstrennung oder Blasenbildung am Propeller im Betrieb unter Kavitations- oder Ventilationsbedingungen zu verhindern.
Eine konstruktive Folge des Einsatzes von Propellerflügeln mit Abrißkanten für den hierin beschriebenen Verstellpropeller besteht darin, daß die Abrißkante an der Hinterkante den Druckmittelpunkt des Flügelprofils wirksam weiter zur Hinterkante verschiebt.
Gemäß Fig. 12, die die auf einen Propellerflügel wirkenden Momentankräfte beschreibt, ist, wenn das Boot zunächst aus einer relativ geringen Bootsgeschwindigkeit (VB) beschleunigt wird, die auf den Propellerflügel 47, 447 wirkende resultierende hydrodynamische Kraft ("R") eine Funktion der Auftriebskraft ("L"), der Widerstandskraft ("D") und des Kippmoments ("M"). Der Druckmittelpunkt bei einer solchen geringen Bootsgeschwindigkeit und einer hohen Umdrehungsgeschwindigkeit des Propellers liegt relativ nahe an der Flügelvorderkante 147, d. h., bei etwa 20 % der mittleren aerodynamischen Flügeltiefe ("MAC"). Mit zunehmender Bootsgeschwindigkeit (VB') im Wasser steigt jedoch die Widerstandskraft (auf D'), das Kippmoment erhöht sich (auf M') und die Auftriebskraft sinkt (auf L'), so daß die resultierende hydrodynamische Kraft (R') verringert wird. Gleichermaßen bedeutsam ist die Bewegung des Druckmittelpunkts nach hinten (zu CP') zur Flügelhinterkante 247, d. h., der Druckmittelpunkt kann sich bei hoher Geschwindigkeit und geringem Anstellwinkel zu einer Position bewegen, die etwa 60 % der MAC- Lage entspricht (siehe Fig. 11). Im allgemeinen gilt, daß bei maximalen Betriebswerten für die Bootsgeschwindigkeit und die Umdrehungsgeschwindigkeit des Propellers der Druckmittelpunkt zwischen 35 % und 55 % des MAC-Bereichs bei herkömmlichen geradlinigen Flügelprofilen nach NACA Reihe 16 und zwischen 45 % und 60 % des MAC-Bereichs bei den Flügelprofilen mit Abrißkante liegt. Während für den Flügelschwenkmittelpunkt bei Flügeln ohne Abrißkante zuvor zwar 35 % bis 55 % der mittleren aerodynamischen Tiefe als bevorzugt beschrieben wurden, liegt somit aber der optimale Schwenkmittelpunkt des Flügels bei Flügeln mit Abrißkante zwischen 45 % und 60 % der mittleren aerodynamischen Tiefe.
Die resultierende hydrodynamische Kraft ("R"), die auf jeden Propellerflügel 47 wirkt, ist die direkte geometrische Summe der Komponenten der Drehkraft (Q) und der Schubkraft (T), d. h.,
1. R= [T²+Q²]
Sehr grobe Näherungswerte der Komponenten der Drehkraft (Q) und der Schubkraft (T) bei konstanter Geschwindigkeit lassen sich mit den folgenden Formeln berechnen:
2. T = n375h/vN,
worin h die Motorleistung (in HP), n der Propellerwirkungsgrad, V die Bootsgeschwindigkeit (in Meilen je Stunde) und N die Anzahl der Flügel am Propeller sind; und
3. Q = t/rN,
worin t (Drehmoment) = 63000 h/s, r der Radialabstand von der Mittellinie der Propellerwelle bis zum Flügeldruckmittelpunkt und s die Umdrehungsgeschwindigkeit (U/min) des Propellers sind.
Die vorstehend genannten Formeln lassen sich mit den in der aktuellen technischen Literatur angeführten Verfahren, z. B. T. P. O'Brian "The Design of Marine Screw Propellers" (Hatchinson Scientific and Technical, 1969), weiter präzisieren.
Das auf jeden Flügel im Zustand der Steigungsänderung wirkende resultierende hydrodynamische Drehmoment ("Mh") kann wie folgt berechnet werden: Mh = Rg, worin R der Absolutwert des hydrodynamischen Vektors R gemäß der Berechnung nach der vorstehenden Gleichung 1 ist, multipliziert mit dem Senkrechtabstand (g) zwischen dem Vektor R und dem Schwenkmittelpunkt des Flügels. Der Wert "g" ist seinerseits durch die Lage des Druckmittelpunkts (CP') und die Richtung des Vektors R' unter den Bedingungen der Steigungsänderung bestimmt. Die Lage von CP läßt sich für jede Flügelkonstruktion und alle Betriebsparameter entsprechend der weithin bekannten aerodynamischen oder hydrodynamischen Methodik bestimmten, die näher in den vorstehend genannten Schriften erläutert ist.
Eine weitere unabhängig wirkende Kraft, die wirksam ist, um die Steigungsposition des Flügels zu ändern, ist das Umdrehungs- oder Trägheitskraftmoment (MB) des Propellerflügels. Bei der Bestimmung der Größe dieser Trägheitskraft kann der Flügel näherungsweise als dünne gekrümmte Platte betrachtet werden, deren Masse in einer Ebene verteilt ist, die gemäß Fig. 12 die Mittellinie der Flügelschwenkung schneidet, um das Moment "M" anhand der nachfolgenden Gleichung zu berechnen:
Diese Trägheitskraft strebt danach, den Flügel in eine Richtung zu bewegen, die seine Steigung verringert, und ist proportional zum Quadrat der Umdrehungsgeschwindigkeit des Flügels. Verfahren zum Berechnen von Trägheitsdrehmomenten sind in der aktuellen technischen Literatur beschrieben, z. B. in H. Mabine und F. Ocvik, "Mechanisms and Dynamics of Machinery" (John Wiley and Sons, Inc., 1963).
Erfahrungsgemäß sollte die bevorzugte niedrige Steigungsposition des Verstellpropellers der Erfindung, d. h., für Hobbyboote mit Motoren, deren Leistung zwischen 100 und 300 HP liegt, im Bereich von etwa 12 bis etwa 16 Inch liegen, während die hohe Steigungsposition für solche Boote im Bereich von etwa 17 bis etwa 23 Inch liegen sollte. Die optimalen Einstellungen der Propellersteigung sind eine Funktion der Auslegungsgeschwindigkeit des Bootes in Kombination mit der Motordrehzahl und dem Antriebsverhältnis zwischen Propeller und Motordrehzahl. Bei Hochleistungs-Schnellbooten mit hohem spezifischen Leistungsgewicht, z. B. Booten, die Geschwindigkeiten von mehr als 50 Meilen je Stunde erreichen können, kann eine hohe Steigung mit bis zu 28 Inch verwendet werden. Zwischen den Extremwerten der hohen und niedrigen Steigungspositionen kann die Winkeldrehung jedes Flügels im Bereich von etwa 4 bis etwa 12 Grad liegen, wobei vorzugsweise jedoch etwa 7 bis etwa 9 Grad nicht überschritten werden. Im allgemeinen ist dies ausreichend, um die erwünschte Flexibilität und Wirtschaftlichkeit im Betrieb bei angemessenen Werten für die Größe und den Wirkungsgrad zu gewährleisten.
Zum Minimieren der Größe der notwendigen Kraft zum Schwenken der Propellerflügel zwischen der niedrigen und hohen Steigungsposition sollte die Größe des resultierenden hydrodynamischen Moments am Schwenkmittelpunkt des Flügels unter den Bedingungen der Steigungsänderung möglichst gering sein. Dazu sollte der Schwenkmittelpunkt des Flügels so angeordnet sein, daß sich der Druckmittelpunkt der resultierenden hydrodynamischen Kraft zum Zeitpunkt der vorgesehenen Flügelschwenkung möglichst nahe am Schwenkmittelpunkt befindet. Am wirksamsten hat sich herausgestellt, den Schwenkmittelpunkt für jeden Flügel an einer Linie anzuordnen, die bei herkömmlichen NACA-Flügelprofile 35 % bis 55 % der mittleren aerodynamischen Flügeltiefe und bei Flügelprofilen mit Abrißkante 45 % bis 69 % der mittleren aerodynamischen Flügeltiefe entspricht. Für beide Propellerarten wird die Lage der MAC unter Betrachtung der Flügelgeometrie in abgewickelter oder ebener Darstellung bestimmt, d. h., in einer Ansicht, in der alle Sehnenlinien der Flügelabschnitte in einer gemeinsamen Ebene dargestellt werden, indem man die Flügelwinkel- und Neigungswinkelkomponenten entfernt. Ferner ist bei herkömmlichen Flügelprofilen nach NACA Reihe 16 am meisten bevorzugt, den Schwenkmittelpunkt des Flügels zwischen 50 % und 55 % der MAC anzuordnen, bei Flügelprofilen mit Abrißkante nach NACA Reihe 16 jedoch zwischen 52 % und 57 %.
Die typische Geometrie von Propellerflügeln mit Abrißkante ist in Fig. 28 bis 31 gezeigt; herkömmliche Flügel sind in Fig. 8 bis 11a dargestellt. Diese auf den Verstellpropeller der Erfindung anwendbaren Konstruktionen sind typisch für die herkömmliche Konstruktionspraxis mit Ausnahme von Abwandlungen zum Erzielen einer ausreichenden Baufestigkeit und wirkungsvoller Fluidströmungsmerkmale im Bereich der Lage des Schwenkmittelpunkts 10.
Der Flügel 47, 447 ist so abgewandelt, daß der Schwenkmittelpunkt nahe am Fußsehnenbereich liegt. Der abgewandelte Bereich verläuft von der Fußsehne nach außen über etwa ein Viertel der Flügelspanne. Der Durchmesser des Flügelschafts 440 beträgt vorzugsweise etwa 17 % bis etwa 25 % der Gesamtflügelspanne, d. h., des Abstands zwischen der Nabenaußenfläche bis zur Flügelspitze, um eine ausreichende Baufestigkeit zu gewährleisten. Um eine Verschlechterung der Fluidströmung im abgewandelten oder dickeren Fußsehnenbereich auf ein Mindestmaß zu verringern, ist vom Außenabschnitt des abgewandelten Bereichs zum Fußprofil ein Flügelprofil mit höherem Dikken-Sehnen-Verhältnis vorgesehen. Die Auslegungslänge der Sehne im Fußprofil liegt vorzugsweise im Bereich des etwa 0,8- bis etwa 1,3-fachen der Flügelspannenlänge. Die tatsächliche Fußsehnenlänge ist im allgemeinen kleiner als die Auslegungslänge der Sehne, um die Herstellung zu erleichtern.
Die Dicke des Flügelprofils außen am abgewandelten Bereich liegt typischerweise zwischen etwa 8 % und etwa 10 % der Sehnenlänge und verjüngt sich danach linear auf eine Dicke zwischen etwa 2 % und etwa 4 % der Sehnenlänge an der Flügelspitze. Am Fuß sollte das Flügelprofil eine maximale Dicke von etwa 15 % bis etwa 22 % der Auslegungslänge der Fußsehne haben. Nach außen vom abgewandelten Fußsehnenbereich (gemäß Fig. 10 und 31) hat der Flügel im allgemeinen einen konstanten Neigungswinkel von 12 bis 17 Grad. In der nachfolgenden Tabelle I sind für Fig. 28 bis 31 tabellarisch Beispiele für die Geometrie von Flügelkonstruktionen mit Abrißkante für Boote mit einem Gesamtgewicht von 1500 bis 5000 Pound angeführt, die durch Motoren mit einer Leistung von 100 bis 400 HP bei einer maximalen Umdrehungsgeschwindigkeit des Propellers von etwa 1500 bis etwa 4000 U/min angetrieben werden. Der Schwenkmittelpunkt des Flügels liegt zwischen 50 % und 55 % der MAC-Lage und im wesentlichen in der Mitte des Fußprofils zwischen der oberen und unteren Umrißlinie des Flügelprofils. TABELLE I FLÜGELDATEN, FLÜGELPROFILE NACH NACA REIHE 16 MIT ABRISSKANTE Auslegungslänge der Sehne m (Inch) Tatsächliche Länge der Sehne m (Inch) Flügelwinkel (Grad) Maximale Dicke m x 10&supmin;³ (Inch) Prozentuale maximale Auslegungsdicke Auslegung nach Unterausschuß Neigungswinkel = 15 Grad für Y > 0,025 m (1 Inch) Fiügelspanne = 0,114 m (4,5 Inch) Flügelfläche = 0,017 m² (27 Quadrat-Inch) Mittlere aerodynamische Flügeltiefe = 0,130m (5,1 Inch) Schwenkmittelpunkt des Flügels = 0=079 m (3,1 Inch) hinter Vorderkante Fußsehne Schwenkmittelpunkt des Flügels = 0=071 m (2,8 Inch) hinter Vorderkante MAC (55% MAC) Nahenhalbmesser = 0,058 m (2,3 Inch) (Y=0 Richtpunkt)
Die nachfolgende Tabelle II enthält für Fig. 8 bis 10 Beispiele für die Geometrie der Flügelkonstruktion herkömmlicher Flügelprofile nach NACA Reihe 16, die der vorstehenden Tabelle I mit der Ausnahme entsprechen, daß der Flügel keine Abrißkante hat und der Schwenkmittelpunkt des Flügels zwischen 45 % und 50 % der MAC-Position liegt. TABELLE II FLÜGELDATEN, FLÜGELPROFILE NACH NACA REIHE 16 Auslegungslänge der Sehne m (Inch) Tatsächliche Länge der Sehne m (Inch) Flügelwinkel (Grad) Maximale Dicke m x 10&supmin;³ (Inch) Prozentuale maximale Auslegungsdicke Auslegung nach Unterausschuß Neigungswinkel = 15 Grad für Y > 0,025m (1 Inch) Flügelspanne = 0.127 m (5,0 Inch) Flügelfläche = 0,017 m² (27 Quadrat-Inch) Mittlere aerodynamische Flügeltiefe = 0,140m (5,5 Inch) Schwenkmittelpunkt des Flügels = 0,079 m (3,1 Inch) hinter Vorderkante Fußsehne Schwenkmittelpunkt des Flügels = 0,066 m (2,6 Inch) hinter Vorderkante MAC (47,3% MAC) Nabenhalbmesser = 0,058 m (2,3 Inch) (Y=0 Richtpunkt)
In der Ausführungsform von Fig. 2 bis 15 ist über einen Verbindungssechskant 41 jede Welle 40 am Flügel 47 und an einem Flügelarm 3 befestigt. Die drei Flügelarme 3 verlaufen in Axialrichtung entlang der Nabe neben der Innenfläche der Außennabe 13, um gemeinsam mit ihrem jeweiligen Flügel 47 zu schwenken.
Ein Koordinationsring 11 ist verschiebbar innerhalb der Nabe 13 und konzentrisch mit ihr angeordnet und ist in Axialrichtung relativ zur Nabe 13 beweglich. Das nach vorn gerichtete Ende 3b des Arms 3 ist radial nach innen vom Koordinationsring 11 angeordnet und schwenkbar zwischen zwei Ankerstiften 1, 2 beweglich, die an der Innenwand des Koordinationsrings 11 befestigt sind.
Der Arretiermechanismus und der Lösemechanismus der Arretierung für jeden Flügel entspricht einer Art, die in der Kinematik als Viergelenkgetriebe oder -Gliedverbindung bekannt ist. In der veranschaulichten Ausführungsform ist die Arretierbaugruppe eine mit 112 bezeichnete Kniehebelbaugruppe (vergrößert in Fig. 6 gezeigt) und weist ein Mittel- oder Kniehebelglied 4 sowie zwei Endglieder 5, 6 auf. Die Innenenden der beiden Endglieder 5, 6 sind schwenkbar mit den Enden des Kniehebelglieds 4 durch zwei Kniehebelgliedstifte 7, 8 verbunden. Die Außenenden jedes Endglieds 5, 6 sind drehbar jeweils an Ankerstiften 1 bzw. 2 befestigt. Ein Mittelschwenkstift 9 des Kniehebelglieds verbindet das Kniehebelglied 4 schwenkbar mit dem Vorderende 3b des Flügelarms 3.
Die Geometrie der Kniehebel-Gliedverbindungsbaugruppe 112 ist derart, daß in der arretierten niedrigen Steigungsposition gemäß Fig. 5 ein Ankerstift 1, die Kniehebelgliedstifte 7, 8 und der Mittelstift 9 des Kniehebelglieds im wesentlichen auf einer Geraden liegen. In der arretierten hohen Steigungsposition gemäß Fig. 5a und 6 liegen der andere Ankerstift 2 sowie die Kniehebelgliedstifte 7, 8, 9 im wesentlichen auf einer weiteren Geraden, die sich hinter der Geraden für die niedrige Steigung befindet. Somit darf der Axialabstand zwischen den beiden Ankerstiften 1, 2, d. h., von der Vorder- zur Rückseite der Nabe, im wesentlichen nicht größer sein als der Abstand zwischen den beiden Stiften 1, 7 bzw. 2, 8 in jedem der beiden Endglieder 5, 6.
Am hinteren Ende des Flügelarms 3, der an seinem Vorderabschnitt 3b im wesentlichen einer flachen Platte entspricht, ist ein gekrümmter Arm 3a befestigt, der sich aus der Ebene des Vorderabschnitts 3b des Flügelarms radial zum Nabeninneren erstreckt und tangential in der Drehrichtung des Propellers vom flachen Abschnitt 3b des Flügelarms versetzt ist. Am Außenende des gekrümmten Arms 3a ist ein relativ schweres Gegengewicht 17 mit einer Masse befestigt, die etwa der Masse des Flügels nahekommt, d. h., vorzugsweise mindestens etwa 70 % der Masse des Flügels 47 hat, und außerdem vom Flügelarm 3 durch eine Verstrebung 16 gestützt ist. Alternativ können der Flügelarm 3 und das Gegengewicht 17 bei Bedarf in einem Stück ausgebildet sein. Das Gegengewicht 17 ist auf diese Weise relativ zur Flügelschwenkachse 10 so orientiert, daß die auf das Gegengewicht 17 wirkende Zentrifugalkraft ein Drehmoment um die Flügelschwenkachse 10 erzeugt, durch dessen Wirkung jeder Flügel 47 in einen höheren Steigungswinkel gedreht wird.
Ein Betätigungs- und Rückkehrmechanismus für die Steigungsänderung, der zum Lösen des arretierten Mechanismus der Kniehebel-Gliedverbindung 112 dient, besteht aus einem oder mehreren, allgemein durch die Bezugszahl 123 bezeichneten Schiebermechanismen, die zum Bewegen des Koordinationsrings 11 bei Änderung der Motor- oder Propellerdrehzahl dienen. Ein Ankerblock 20 ist starr an der Innenfläche der Nabe 13 befestigt. Ein gekrümmtes Schwenkglied 22 ist an einem Ende mit dem Block 20 durch einen Stift 27 verstiftet; das zweite Ende des Schwenkglieds 22 ist durch einen weiteren Stift 28 ebenfalls drehbar an einem Betätigungsgewicht 23 befestigt. Ein Ende eines geraden Glieds 24 ist ebenfalls schwenkbar mit dem Betätigungsgewicht 23 durch den Stift 28 verstiftet; das zweite Ende des geraden Glieds 24 ist seinerseits durch einen Stift 29 schwenkbar mit einem Schieberblock 26 verstiftet. Der Schieberblock 26 ist starr am Vorderende des Koordinationsrings 11 befestigt. Ein zweites wahlweises Paar Glieder 21, 25, die entlang von Linien parallel zum ersten Paar Glieder 22, 24 wirken, kann schwenkbar zwischen dem Betätigungsgewicht 23 und dem Ankerblock 20 bzw. dem Schieberblock 26 befestigt werden, um eine zusätzliche Stütze zu verleihen. Die wahlweisen Stützglieder 21, 25 sind so angeordnet, daß sich das wahlweise gekrümmte Glied 21 parallel zum gekrümmten Glied 20 und das wahlweise gerade Glied 25 parallel zum geraden Glied 24 bewegt.
Eine Betätigungsvorspannfeder 31 ist zwischen einem Flansch 32 an der Innenfläche der Nabe 13 an ihrem Vorderende und einem am Koordinationsring 11 befestigten Knopf 30 an ihrem Hinterende so eingepreßt, daß der Koordinationsring 11 in Richtung auf die Rückseite der Nabe 13 vorgespannt ist. Die Geometrie der Betätigungsgewichtsglieder 21, 22, 24, 25 ist derart, daß sich die durch das Betätigungsgewicht 23 auf den durch die Feder vorgespannten Koordinationsring 11 ausgeübte wirksame Kraft erhöht, wenn sich das Gewicht radial nach außen zur Nabe 13 bewegt, d. h., die Glieder 21, 22, 24, 25 bringen bei ihrer Drehung nach außen eine verbesserte mechanische Kraftverstärkung mit sich: die beiden hintersten gekrümmten Glieder 21, 22 drehen sich im Uhrzeigersinn und die beiden vordersten geraden Glieder 24, 25 drehen sich entgegen dem Uhrzeigersinn, wenn sich das Gewicht 23 radial nach außen bewegt.
In der bevorzugten Ausführungsform von Fig. 5 ist die Kniehebelbaugruppe 112 in der niedrigen Steigungsposition geringfügig übermittig abgeordnet, d. h., die Achse des Kniehebelgliedstifts 7 liegt vor einer Linie zwischen den Achsen des Schwenkstifts 9 des Kniehebelglieds und des Ankerstifts 1. Durch diese übermittige Position wird eine zusätzliche Arretiersicherheit gegen vorzeitiges Lösen gewährleistet. Außerdem bewirkt diese übermittige Position eine Steuerkraftrückkopplung zum Ändern der Zeitsteuerung beim Lösen der Arretierung je nach hydrodynamischer Flügelbelastung. Unter den hohen Lasten infolge einer schnellen Bootsbeschleunigung ist die resultierende hydrodynamische Kraft groß, und der Druckmittelpunkt verschiebt sich nach vorn in die Nähe des aerodynamischen Mittelpunkts; dies führt zu einem hohen hydrodynamischen Drehmoment um die Flügelschwenkachse, was bewirkt, daß der Flügel in eine höhere Steigung gedreht wird. Diesem Drehmoment wirkt eine Reaktionskraft am Flügelarmstift 9 entgegen, der außerdem der Schwenkmittelpunkt des Kniehebelmechanismus zur Arretierung ist.
Befindet sich der Arretiermechanismus in der übermittigen Position, strebt die infolge des hydrodynamischen Drehmoments auf den Stift 9 wirkende Kraft danach, den Arretiermechanismus in der übermittigen Position oder der Arretierposition zu halten. Somit ist bei größerem hydrodynamischen Drehmoment auch die Arretierkraft in der übermittigen Position größer. Da die Kraft der Vorspanneinrichtung zum Lösen der Arretierung von Zentrifugalkräften abgeleitet wird, ist eine höhere Umdrehungsgeschwindigkeit des Propellers (Drehzahl) erforderlich, um die höhere hydrodynamische Kraftkomponente der Arretierung zu überwinden. Diese konstruktive Anordnung führt zu der wünschenswerten Wirkung, daß die Motordrehzahl erst auf einen höheren Wert beschleunigt werden muß, bevor die Verstellung der Flügelposition von der niedrigen zur hohen Steigung bei einer höheren Belastung oder schnelleren Beschleunigung des Boots als bei einer geringeren Belastung oder kleineren Beschleunigung auftritt.
Die Auswirkung der Rückkopplung der Arretierkraft infolge des hydrodynamischen Drehmoments wird anhand der Größe des übermittigen Winkel β (Beta) bestimmt, der durch die Gliedanschläge 105, 106 gebildet wird; der erste Anschlag 105 bestimmt die übermittige Arretierposition, wenn die Flügel in der niedrigen Steigung arretiert sind, während der Anschlag 106 die übermittige Position bestimmt, wenn die Flügel in der hohen Steigung arretiert sind. Zu beachten ist, daß der Arretiermechanismus in der niedrigen Steigungsposition eine Rückkopplung der Arretierkraft bei Bootsbeschleunigung liefert. Umgekehrt liefert der Arretiermechanismus in der hohen Steigungsposition eine Rückkopplung der Arretierkraft bei Bootsverlangsamung.
Die im Innenende jedes der Endglieder 5 bzw. 6 eingefügten Anschlagnasen 105, 106 sind jeweils weniger als halb so hoch wie ihr jeweiliges Glied 5 bzw. 6 und weisen somit eine Berührungsfläche 14a auf, die sich jenseits der Mittellinie des Glieds befindet; jede Nase 105, 106 dient dazu, eine Berührung mit dem Schwenkstift 9 des Kniehebelglieds herzustellen. Das Maß des übermittigen Winkels β ergibt sich durch die Linie zwischen einem Ankerstift 1, 2 und dem Schwenkstift 9 und die Linie zwischen einem Ankerstift 1, 2 und seinem Kniehebelgliedstift 7 bzw. 8; β liegt vorzugsweise im Bereich von etwa 0,5 bis etwa 5 Grad, wobei ein Bereich von etwa 1,5 bis etwa 2,5 Grad am stärksten bevorzugt ist. Größere Werte für den übermittigen Winkel sind bei dieser Ausführungsform nicht notwendig, da die auf die Arretiereinrichtung und die Löseeinrichtung wirkenden spezifischen Kräfte relativ klein sind.
Alternativ kann ein Paar Anschlagleisten 205, 206 auf der Innenfläche der Nabe 13 gemäß Fig. 6a ausgebildet sein. Eine Bewegung des Koordinationsrings 11 in die niedrige Steigungsposition wird durch den oberen Leistenanschlag 205 und in die hohe Steigungsposition durch den unteren Leistenanschlag 206 so begrenzt, daß die gewünschte Beziehung zwischen den Gliedstiften für jede Position erreicht wird.
Mit zunehmender Motordrehzahl und zunehmender Umdrehungsgeschwindigkeit der Propellerbaugruppe nehmen auch die auf die Betätigungsgewichte 23 wirkenden Zentrifugalkräfte zu und bewirken eine Verschiebung der Gewichte 23 in Radialrichtung nach außen zur Außennabe 13. Das Betätigungsgewicht 23 ist gemäß Fig. 4 radial nach innen durch die Federkraft der Feder 31 vorgespannt, die auf den Koordinationsring 11 wirkt, der seinerseits über die Stützglieder 24, 25 auf das Betätigungsgewicht 23 wirkt. Mit zunehmender, durch das Gewicht 23 ausgeübter Zentrifugalkraft wirkt diese der Vorspannkraft der Feder 31 entgegen, bis die Zentrifugalkraft die Vorspannkraft der Feder 31, die übermittige Kraftkomponente des Arretiermechanismus 112 und die Reibung übersteigt; anschließend bewegt sich das Gewicht 23 radial nach außen und verursacht dadurch ein Schwenken der Verbindungsglieder 21, 22, 24 und 25, die auf den Koordinationsring 11 wirken, um ihn in Vorwärtsrichtung gegen die Vorspannkraft der Feder 31 in die hohe Steigungsposition zu bewegen. Die hohe Steigungsposition für die Betätigungsgewichte 23 und den Koordinationsring 11 ist in Fig. 4a dargestellt.
Die Betätigungsmechanismen 123 für die Steigungsänderung sind so konzipiert, daß sie beim Schwenken des Betätigungsgewichts 23 in Radialrichtung nach außen, d. h., zum Nabengehäuse 13, die mechanische Kraftverstärkung erhöhen und dadurch die auf den Koordinationsring 11 wirkende Gegenkraft zur Vorspannkraft der Feder 31 steigern. Dadurch ist die durch das Betätigungsgewicht 23 bei seinem Schwenken nach außen erzeugte Kraft größer als die Federkennung der Feder 31, wodurch eine kontinuierliche und unbehinderte Vorwärtsbewegung des Koordinationsrings 11 gewährleistet wird. Diese unbehinderte Bewegung des Rings 11 gewährleisten ferner die Verringerung der Reibungswirkung, d. h., von der statischen Reibung zur Gleitreibung, und das Lösen der arretierenden Gliedverbindung 112. Außerdem sichert die mechanische Geometrie des Betätigungsmechanismus 123, daß die Umdrehungsgeschwindigkeit des Propellers auf eine wesentlich geringere Drehzahl verringert werden muß, um eine Rückkehr der Flügel in die niedrige Steigungsposition zu bewirken, als notwendig ist, um eine Bewegung des Mechanismus in die hohe Steigungs-Position zu bewirken. Dies trägt dazu bei, ein vorzeitiges Lösen des Arretiermechanismus beim Herunterschalten zu verringern, und verbessert die unbehinderte Bewegung während der Steigungsänderung.
Eine alternative Anordnung des Mechanismus mit den Betätigungsgewichten von Fig. 4 und 4a ist in Fig. 13, 13a und 14 dargestellt. In dieser alternativen Anordnung werden weniger Teile verwendet, aber die Funktion des Mechanismus ist identisch. Die Masse der Trägheitsbetätigungsgewichte ist durch die Gelenkglieder 322, 323, 324 selbst gegeben. Im Ruhezustand ist die Gliedverbindung durch die Federkraft in Richtung auf die niedrige Steigungsposition von Fig. 13 vorgespannt. Die Feder 31 wirkt zwischen ihrer Hauptstütze 32, die starr an der Nabe 13 befestigt ist, und dem am Koordinationsring 11 befestigten Schieberblock 326. Die Glieder 322, 323 sind mit dem Schieberblock 326 verstiftet, und das Glied 322 ist mit dem Nabenblock 320 verstiftet. Die zweiten Enden aller Glieder 322, 323, 323 sind gemeinsam durch einen Stift 328 verstiftet. Nachstehend wird der Betrieb des Mechanismus für die alternative Ausführungsform von Fig. 13, 13a und 14 beschrieben.
Mit zunehmender Motordrehzahl und zunehmender Umdrehungsgeschwindigkeit der Propellerbaugruppe nehmen auch die auf die Masse der Glieder 322, 324 und 323 wirkenden Zentrifugalkräfte zu und bewirken eine Drehung der Glieder in Radialrichtung nach außen um die Schwenkpunkte 327 und 329 zur Außennabe 13. Die Gelenkglieder 322, 324, 323 sind (gemäß Fig. 13) radial nach innen durch die Federkraft der Feder 31 vorgespannt, die auf den Koordinationsring 11 wirkt, der seinerseits über die Gelenkglieder 324, 322, 323 wirkt. Mit zunehmender, durch die Glieder 322, 323, 324 ausgeübter Zentrifugalkraft wirkt diese in entgegengesetzter Richtung zur Vorspannkraft der Feder 31. Übersteigt die Zentrifugalkraft die Vorspannkraft der Feder 31, die übermittige Kraftkomponente des Arretiermechanismus 112 und die Reibung, so bewegen sich die Glieder 324, 322, 323 radial nach außen, wodurch ein Schwenken der Glieder um die Schwenkmittelpunkte 327, 328, 329 verursacht wird, die dann gegen den Schieberblock 326 drücken; dies bewirkt eine Axialbewegung des Koordinationsrings 11 in Vorwärtsrichtung in die hohe Steigungsposition gegen die Vorspannkraft der Feder 31. Die hohe Steigungsposition ist für den Betätigungsmechanismus und den Koordinationsring 11 in Fig. 13a dargestellt.
Die Glieder 324, 322, 323 sind so konzipiert, daß sie beim Schwenken der Glieder nach außen, d. h., zum Nabengehäuse 13, die mechanische Kraftverstärkung des Nettobetätigungsgewichts erhöhen und dadurch die auf den Koordinationsring 11 wirkende Gegenkraft zur Vorspannkraft der Feder 31 steigern. Dadurch ist die Zunahme der durch das Nettobetätigungsgewicht der Glieder 324, 322, 323 beim Schwenken nach außen erzeugten Trägheitskraft größer als eine Erhöhung der Federkennung der Feder 31, wodurch eine kontinuierliche und unbehinderte Vorwärtsbewegung des Koordinationsrings 11 gewährleistet wird. Diese unbehinderte Bewegung des Rings 11 gewährleisten ferner die Verringerung der Reibungswirkung, d. h., von der statischen Reibung zur Gleitreibung, und das Lösen der arretierenden Gliedverbindung 112.
Die Drehung der gesamten Propellerbaugruppe führt außerdem zur Erzeugung einer zentrifugalen Trägheitskraft auf die Gegengewichte 17, die am hintersten Ende jedes Flügelarms 3 befestigt sind. Die Gegengewichte 17 sind relativ zur Flügelschwenkachse Y-Y so orientiert, daß die auf die Gegengewichte 17 wirkenden Zentrifugalkräfte Drehmomente ("Mcw") um die Flügelschwenkachse erzeugen, die so gerichtet sind, daß sie die Flügel 17 in einen höheren Steigungswinkel drehen.
Um wirksam zu sein, müssen die Gegengewichte so angeordnet sein, daß ihr Schwerpunkt und ihre Massenverteilung in einem von zwei bevorzugten Quadranten relativ zur Flügelschwenkachse und zur Achse der Propellerwelle liegen (siehe Fig. 15). Der Schwerpunkt des Gegengewichts liegt entweder hinter dem Schwenkmittelpunkt des Flügels, relativ zur Wellenachse, und versetzt zur Richtung der Propellerdrehung, relativ zur Schwenkachse, oder alternativ vor der Schwenkachse des Flügels, relativ zur Wellenachse, und versetzt zur Gegenrichtung der Propellerdrehung, relativ zur Schwenkachse. Liegt der Schwerpunkt (und die Massenverteilung) in diesen bevorzugten Quadranten, ergänzen die Massenträgheitskräfte, die danach streben, die Gegengewichtsmasse in einer Ebene senkrecht zur Wellenachse auszurichten, die gewünschte Vorspannung in Richtung auf eine höhere Steigung, während sich das Gegengewicht radial nach außen bewegt. Liegt umgekehrt der Schwerpunkt des Gegengewichts in einem der beiden nicht bevorzugten Quadranten, wirkt diese Massenträgheitskomponente der gewünschten Vorspannung in Richtung auf die hohe Steigung entgegen.
Eine ungefähre Größe des Trägheitsdrehmoments für die Gegengewichte läßt sich anhand der folgenden Gleichung ermitteln (die eine Vereinfachung der vorstehenden Gleichung 4 darstellt):
5. Mcw = Xd (mW²),
worin sind: X der axiale Wellenabstand zwischen dem Schwerpunkt des Gegengewichts (unter der Annahme einer Konzentration der gesamten Masse an diesem Punkt) und der Schwenkachse Y-Y des Flügels (in Inch), d der Versatzabstand zwischen dem Schwerpunkt des Gegengewichts und der Drehachse der Propellerwelle (in Inch), m die Masse des Gegengewichts (in Pound) und W die Umdrehungsgeschwindigkeit des Propellers (Halbmesser je Sekunde).
Mit zunehmender Umdrehungsgeschwindigkeit der Propellerbaugruppe und zunehmender Bootsgeschwindigkeit erhöhen sich die durch die Gegengewichte 17 erzeugten Trägheitskraft-Drehmomente (Mcw), bis sie die Summe der Gegenkräfte übersteigen, d. h., die durch die Flügel 47 erzeugten Trägheitsdrehmomente (MB) zuzüglich des auf die Flügel 47 wirkenden resultierenden hydrodynamischen Drehmoments (R'g) sowie der Innenreibung.
Empirische Ergebnisse zeigten, daß für das in diesen Zeichnungen dargestellte spezielle konstruktive System die Gegengewichtsmasse im Bereich von etwa 50 % bis etwa 150 % der Flügelmasse liegen kann, wobei etwa 60 % bis etwa 90 % bevorzugt sind. Es sollte ein relativ geringer Reibbeiwert vorliegen, d. h., etwa 0,3, was sich bei Berührung zwischen Metallteilen und Kunststoffbuchsen erreichen läßt, z. B. solchen aus Acetalharz wie Delrin. Noch allgemeiner ausgedrückt ist Mcw vorzugsweise etwa zwei bis etwa vier mal größer als MB, wenn die Steigungsverstellung in die höhere Steigung erfolgt.
Nach dem Lösen des Arretiermechanismus 112 der Kniehebel-Gliedverbindung durch Verschieben des Koordinationsrings 11 können sich die Propellerflügel 47 in die hohe Steigungsposition drehen, sobald das Drehmoment Mcw in dieser Richtung die in Gegenrichtung wirkenden Momente übersteigt. Mit zunehmender Umdrehungsgeschwindigkeit des Propellers und einer Bewegung des Druckmittelpunkts der resultierenden hydrodynamischen Kraft zur Hinterkante 247 des Flügels, was die Rückkopplungslast der Arretierung verringert, drehen sich die Flügel somit in die hohe Steigungsposition. Die Bewegung aller Flügelarme 3 wird durch die Kniehebel-Gliedverbindungen 112 und die Axialverschiebung des Koordinationsrings 11 so koordiniert, daß sich alle drei Propellerflügel 47 in dieser Ausführungsform im wesentlichen gleichzeitig und gleichmäßig drehen.
Die Drehung der jeweiligen Flügel 47 ist beendet, sobald sich die Kniehebel-Gliedverbindungen 112 jeweils in der Position von Fig. 5a befinden; dabei hat die Gliedverbindung 112 eine übermittige Arretierposition, die eine weitere Bewegung des Flügelarms 3 um seinen Schwenkpunkt 10 in beide Richtungen verhindert. In diesem Fall wird der übermittige Arretierwinkel durch die Nase 106 am Ende des anderen Glied 6 bestimmt, das am Stift 9 des Kniehebelglieds anschlägt. Die zurückgelegten Winkelwege auf beiden Seiten der Axialebene, dargestellt durch die Winkel α (Alpha) in Fig. 5 und θ (Theta) in Fig. 5a, brauchen nicht gleich zu sein.
Bei Arretierung in der hohen Steigungsposition wirkt jedem Drehmoment auf die Flügel zurück zur niedrigen Steigungsposition die Kraft entgegen, die über den Flügelarm 3, die Stifte 7, 8 und die Glieder 4, 6 zum Ankerstift 2 übertragen wird. Der Kraft auf den Ankerstift 2, die danach strebt, den Koordinationsring 11 zu drehen, wirkt wiederum die andere Fläche des Gleitlagers 12 innerhalb des Schlitzes 111 im Koordinationsring 11 entgegen.
Nach einer Verlangsamung von Boot und Motor und einer Verringerung der Umdrehungsgeschwindigkeit des Propellers beginnt der Koordinationsring 11 eine Axialbewegung nach hinten an dem Punkt, an dem die Federkraftkomponente aufgrund der Rückzugsfeder 31 die Summe der durch das Betätigungsgewicht 23 erzeugten zentrifugalen Kraftkomponente, der Kraftkomponente des Arretiermechanismus 112 und der Reibung übersteigt. Dadurch werden die Kniehebel-Baugruppen 112 gelöst, womit sich die Flügelarme 3 zusammen mit den Flügeln 47 in die niedrige Steigungsposition drehen können, sobald die durch die Gegengewichte 17 ausgeübte Zentrifugalkraft kleiner als das Nettodrehmoment auf die Flügel 47 wird, die zur niedrigen Steigung tendieren. Wiederum verursacht der gemeinsam mit den Flügelarmen 3 wirkende Koordinationsring 11, daß sich alle Flügel 47 im wesentlichen gleichzeitig und gleichmäßig bewegen. Um die Reibung zu verringern und die gleichmäßige und regelmäßige Bewegung des Koordinationsrings 11 zu fördern, sind um die Außenfläche des Koordinationsrings 11 dünne Gleitringe 15 aus einem reibungsarmen Werkstoff (z. B. Teflon) vorgesehen.
Zu beachten ist, daß die Bauzeichnungen maßstabgetreu sind. In dem veranschaulichten Beispiel von Fig. 1 bis 14 betragen der Propellerdurchmesser 14,3 Inch und der Nabendurchmesser 4,6 Inch. Das Gewicht jedes Flügels 47 beträgt 13 Unzen, die Flügelfläche beträgt 27 Quadrat-Inch, und die Länge des Flügelarms 3 beträgt 2,28 Inch. Das Gegengewicht 17 wiegt 8 Unzen, der axiale Wellenabstand X zwischen dem Schwerpunkt ("CG") des Gegengewichts und der Flügelschwenkachse Y-Y beträgt 2,37 Inch, und der Versatzabstand d des Gegengewichts CW beträgt 1,62 Inch, wenn die niedrige Steigungsposition eingenommen ist. Das Betätigungsgewicht 23 wiegt 3 Unzen, und sein Schwerpunkt liegt 1,24 Inch in Radialrichtung von der Nabenmittellinie, wenn die niedrige Steigungsposition vorliegt. Die Vorspannfeder 31 hat eine Federkonstante von 22 Pound/Inch und ist so zusammengedrückt, daß sie in der niedrigen Steigungsposition zunächst eine Vorspannung von 8 Pound hat.
Beträgt der übermittige Winkel des Arretiermechanismus etwa 2 Grad, so beträgt die Differenz der Propellerdrehzahl am Hochschaltpunkt zwischen leichter Motorlast und schwerer Motorlast, z. B. von etwa 1700 U/min auf etwa 2000 U/min, etwa 18 Prozent.
Die Winkelverschiebung der Flügel von der niedrigen zur hohen Steigungsposition beträgt etwa 8 Grad. In der niedrigen Steigungsposition ist die Propellerleistung mit der eines 14- Inch-Festpropellers vergleichbar, und in der hohen Steigungsposition ist die Propellerleistung mit der eines 18-Inch- Festpropellers vergleichbar, wenn die Propeller eine äquivalente Flügelprofilgeometrie haben.
Die Zeichnungen zeigen bevorzugte Ausführungsformen mit einem Arretier- und Betätigungsmechanismus für jeden Flügel, was z. B. bei drei Flügeln 47 drei Arretiermechanismen 112 und drei Betätigungs- oder Lösemechanismen 123 entspricht. Die Anzahl der Flügel, Arretier- und Betätigungsmechanismen braucht jedoch nicht gleich zu sein.
In der verbesserten Ausführungsform der Erfindung gemäß Fig. 17 bis 26 ist jeder Flügelschaft 440 über einen Vorsteckstift 441 starr an einem Stützbund 460 befestigt, der um den Flügelschaft 440 zwischen den beiden Lagerstützen 444, 445 angeordnet ist. Außerdem verbindet der Vorsteckstift 441 schwenkbar ein Joch 461 mit der Baugruppe aus Flügelschaft 440 und Bund 460. Am Joch 461 ist starr ein Arm 403 angebracht, der sich im allgemeinen axial nach hinten im Nabengehäuse 413 erstreckt und verschiebbar über eine Kugel 419 befestigt ist, die drehbar in einem Kniehebelglied 404 gehalten wird.
Im Nabengehäuse 413 und konzentrisch mit ihm befindet sich ein Koordinationsring 411, der drehbar an der Innenfläche 482 des Nabengehäuses 413 gehalten wird. Jeder Arm 403 ist radial nach innen vom Koordinationsring 411 angeordnet und schwenkbar mit dem Joch 461 beweglich.
Diese Arretier- und Positioniermechanismen, die allgemein durch die Bezugszahl 512 bezeichnet sind, weisen außerdem Viergelenk-Gliedverbindungen, eine Kniehebel-Gliedverbindungsbaugruppe 512 (vergrößert in Fig. 25 und 26 dargestellt) mit einem Kniehebelglied 404 als Mittelglied sowie zwei Endglieder 405, 406 auf. Das Innenende jedes der beiden Endglieder 405, 406 ist schwenkbar mit einem Ende eines Kniehebelglieds 404 durch einen Kniehebelgliedstift 407, 408 verbunden. Das Außenende eines geradlinigen Endglieds 406 ist drehbar am Nabengehäuse 413 durch einen Ankerstift 402 an einem Ösensitz 487 befestigt. Eine Ecke des im allgemeinen dreieckförmigen Endglieds 405 ist durch einen Ankerstift 401 am Nabensteg 486 befestigt. Die Ankerstifte verlaufen im wesentlichen parallel zur Nabenachse X.
Das Kniehebelglied 404 ist sphärisch drehbar und über ein allgemein durch die Bezugszahl 409 bezeichnetes Kugelgelenk in Längsrichtung verschiebbar mit dem Jocharm 403 verbunden. Das Kugelgelenk 409 weist eine Kugel 419 auf, die in eine im Kniehebelglied 404 ausgebildete Kugelpfanne eingesetzt ist und darin dreh- und verschiebbar gehalten wird. Die Kugel 419 ist zylindrisch verschiebbar mit dem Arm 403 verbunden, der verschiebbar durch einen Kanal eingesetzt ist, der mit der Polarachse der Kugel 419 gleichachsig ist.
Die Geometrie der Kniehebel-Gliedverbindungsbaugruppe 512 ist derart, daß in der arretierten niedrigen Steigungsposition gemäß Fig. 17, 19, 21, 23 und 25 die jeweiligen Mittelpunkte des Ankerstifts 401, der Kniehebelgliedstifte 407, 408 und des Kugelgelenks 409 des mittleren Kniehebelglieds auf einer im wesentlichen geraden Gliedlinie liegen. In der arretierten hohen Steigungsposition von Fig. 18, 20, 22, 24 und 26 liegen die jeweiligen Mittelpunkte des anderen Ankerstifts 402, der Kniehebelgliedstifte 407, 408 und des Kugelgelenks 409 im wesentlichen auf einer weiteren geraden Gliedlinie, die in Radialrichtung nach außen von der geraden Gliedlinie für die niedrige Steigung liegt. Beide Gliedlinien für die niedrige und die hohe Steigungsposition verlaufen quer, und in diesem bevorzugten Fall im wesentlichen senkrecht, zur Schwenkachse Y des Flügelschafts 440.
Jede auf den Flügel 447 ausgeübte Drehkraft, die danach strebt, den Flügel um seine Achse Y zu drehen, führt zu einer Rückkopplung zum Arretier- und Positioniermechanismus 512 und wird über den Flügelschaft 440, den Bund 460, den Stift 441 und das Joch 523 zum Arm 403 so übertragen, daß sie auf das Kniehebelglied 404 entlang den Gliedlinien und in Richtung auf das Gehäuse 413, d. h., in Richtung auf den Gehäusestift 401 wirkt, wenn sich der Flügel in der niedrigen Steigungsposition befindet, und in Richtung auf den Gehäusestift 402, wenn der Flügel in der hohen Steigungsposition arretiert ist. Als Ergebnis dieser Geometrie wird die Arretierwirksamkeit des Arretier- und Positioniermechanismus 512 durch diese Rückkopplungswirkung vom Flügel erhöht.
Ein allgemein durch die Bezugszahl 523 bezeichneter Löse- und Betätigungsmechanismus zur Steigungsänderung dient zum Lösen des Arretier- und Positioniermechanismus 512 aus einer Arretierposition und zum Drehen des Flügels 447. Der Löse- und Betätigungsmechanismus 523 besteht aus dem Joch 461, dem Schwenkstift 441, dem Flügelschaftbund 460 und dem Jocharm 403 mit den Gegengewichten 417 und ist so angeordnet, daß die Baugruppe aus Joch 461 und Arm 403 (mit den Gegengewichten 417) frei um die Achse des Jochstifts 441 ohne Auswirkungen auf den Flügel 447 drehen kann; dabei kann jedoch eine Drehbewegung um die Flügelachse Y, d. h., um eine Achse quer zum Stift 441, nur durch das Gesamtsystem mit dem Stift 441, dem Joch 461, dem Arm 403, dem Bund 460 und dem Flügelschaft 440 vorgenommen werden, wodurch die Steigung des Flügels 447 geändert wird.
Die kombinierte Masse des Löse- und Betätigungsmechanismus 523, d. h., des Jochs 461, des Arms 403 und des am hintersten Ende des Arms 403 befestigten Gegengewichts 417 sowie der Kugel 419 und des radial beweglichen Abschnitts des Arretiermechanismus 512, d. h., in erster Linie des Kniehebelglieds 404 und der Schwenkstifte 407 und 408, stellt eine Nettobetätigungsmasse dar, die eine zentrifugale Trägheitsreaktionskraft beim Drehen des Propellers um seine Achse X erzeugt, die direkt proportional zum Quadrat der Umdrehungsgeschwindigkeit des Propellers ist. Eine Komponente der zentrifugalen Trägheitsreaktionskraft wirkt radial nach außen, d. h., sie strebt danach, das Kniehebelglied 404 aus seiner arretierten niedrigen Steigungsposition in seine hohe Steigungsposition zu bewegen. Die Nettozentrifugalkraft kann durch Ändern der Massen der Gegengewichte 417 verändert werden.
Die zentrifugale Nettoreaktionskraft hat zwei nutzbare Vektorkomponenten: eine ist so gerichtet, daß sie danach strebt, den Jocharm 403 radial nach außen zu bewegen, und eine zweite wirkt tangential in Propellerdrehrichtung. Empirisch wurde bestimmt, daß der Schwerpunkt jedes Gegengewichts 417, wenn sich das System in der arretierten niedrigen Steigungsposition von Fig. 22 und 24 befindet, vorzugsweise in einem Winkel von etwa 10 bis etwa 30 Grad von der Schwenkachse Y des Flügelschafts angeordnet ist, wobei etwa 15 Grad am stärksten bevorzugt sind. Außerdem wurde für das Betätigungssystem empirisch eine Masse bestimmt, die etwa 60 % bis etwa 120 % der Flügelmasse (einschließlich Flügelschaft) entspricht.
Infolge dieser Geometrie wird das Kniehebelglied 404 durch die radiale Komponente der zentrifugalen Reaktionskraft veranlaßt, radial nach außen aus der arretierten niedrigen Steigungsposition zu schwenken, und als Reaktion auf die tangentialen Komponenten der zentrifugalen Trägheitsreaktionskraft wird die Baugruppe aus Jocharm 403 und Joch 401 veranlaßt, quer zu schwenken, d. h., um die Flügelachse Y, wodurch der Flügel 447 um seinen Schwenkmittelpunkt 10 aus der arretierten niedrigen Steigungsposition in die hohe Steigungsposition gedreht wird.
Ein Paar Betätigungsvorpannfedern 431, 433 verbindet jedes Kniehebelglied 404 mit einer Stelle, die an die Innennabe 513 angrenzt. Die erste Schraubenfeder 431 ist an einem Ende mit einem Ständer 432 verstiftet, der an einem Ösensitz an der Innennabe 513 befestigt ist, während sie an ihrem zweiten Ende mit einem ersten Kniehebelständer 429 am Kniehebelglied 404 verstiftet ist; die zweite Schraubenfeder 433 ist an einer Seite mit einem an einem weiteren Ösensitz an der Innennabe 513 befestigten zweiten Ständer 432 verstiftet, während sie an ihrem anderen Ende mit einem zweiten Kniehebelständer 434 am Kniehebelglied 404 verstiftet ist. Die beiden Kniehebelständer 429, 434 sind am Kniehebelglied 404 auf entgegengesetzten Seiten des Arms 403 neben den Gliedstiften 407 bzw. 408 befestigt. Die Federn 431, 433 wirken jeweils radial nach innen und der zentrifugalen Trägheitsreaktionskraft entgegen.
Die Vorspannfedern können zwischen beliebigen zwei Komponenten dieser Arretiereinrichtung angeordnet werden, die eine Relativbewegung durchführen. Beispielsweise können gemäß Fig. 33 bis 40 Vorspannfedern 531 zwei benachbarte Kniehebelglieder 504 (oder 404) über Stifte 529 und 572 verbinden. Alternativ können die Vorspannfedern die Nabe 413 und den Koordinationsring 511 (oder 411) gemäß Fig. 32 oder die Betätigungsarme 403 verbinden.
Bei der Anordnung von Fig. 17 beeinflußt die in der Feder 431 erzeugte Vorspannkraft in erster Linie die Zeitsteuerung des Lösen aus der arretierten niedrigen Steigungsposition oder das "Hochschalten" in die hohe Steigungsposition, während die in der Feder 433 erzeugte Vorspannkraft in erster Linie das Lösen aus der arretierten hohen Steigungsposition oder das "Herunterschalten" zurück in die niedrige Steigungsposition beeinflußt. Die Federn 431 und 433 sind für benachbarte Flügelsysteme in Verbindung mit einem gemeinsamen Befestigungsständer 432 dargestellt, wobei aber auch getrennte Befestigungsständer vorgesehen sein können, um eine unabhängigere Einstellung der Vorspannkraft in jeder Feder 431 und 433 zu ermöglichen.
Die Bewegungen aller drei Betätigungsmechanismen 523 für die Flügelsteigung gemäß Fig. 17 bis 26 sind so koordiniert, daß alle Flügel 477 eine Steigungsänderung oder Schwenkung in Übereinstimmung miteinander durchführen. Dies wird durch einen Koordinationsmechanismus erreicht, der in dieser Ausführungsform aus dem Koordinationsring 411 besteht, der mit jedem Arretiermechanismus 512 für die Flügel verbunden ist. Dadurch wird ein zweites Viergelenk-Gliedverbindungssystem mit dem Ring 411, dem Verbindungsglied 471, dem Außenabschnitt des dreieckförmigen Endglieds 405 und dem Gehäuse (am Stift 401) ausgebildet.
Der Koordinationsring 411 verläuft an der Innenfläche des Außennabengehäuses 413 und ist mit jedem Endglied 405 über sein jeweiliges Verbindungsglied 471 und seine zwei Schwenkstifte 472, 473 verbunden; ein Schwenkstift 472 ist am Koordinationsring 411 an einem Ringösensitz 582 so befestigt, daß sich das Verbindungsglied 471 nicht bewegen kann (mit Ausnahme der Schwenkung um den Stift 472), ohne daß sich der Koordinationsring 411 auch bewegt. Wenn sich das Kniehebelglied 404 radial nach außen bewegt, dreht sich das Endglied 405 um seinen Ankerstift 401, was eine Bewegung des Verbindungsglied 471 bewirkt, das schwenkbar am Endglied 405 angebracht ist. Eine Bewegung eines der Verbindungsglieder 471 bewirkt, daß sich der Koordinationsring 411 um die Achse X des Nabenantriebs dreht. Beim Drehen des Koordinationsrings 11 müssen sich auch alle anderen Verbindungsglieder 471 bewegen, was alle Arretiermechanismen 512, Betätigungsmechanismen 523 und Flügel 447 zum übereinstimmenden Bewegen aktiviert.
Eine alternative Geometrie des Koordinationsrings ist in Fig. 33 bis 36 dargestellt. In dieser Anordnung ist der Koordinationsring 511 ebenfalls mit der Propellerantriebsachse X konzentrisch, befindet sich aber an einem radial nach innen gerichteten Durchmesser relativ zum Flügelarm 403 neben der Außenfläche 582 der Innennabe 513. Der Koordinationsring 511 wird drehbar an der zylindrischen Außenfläche 582 der Innennabe 513 gehalten. Ein Glied 571 verbindet den Koordinationsring 511 (Stift 573 an einem Ringvorprung 575) und jedes Kniehebelglied 504 (an einem Stift 573). Ein alternativer Arretier- und Positioniermechanismus 612 ist durch Glieder 505, 504 und 506 ausgebildet. Das Glied 505 unterscheidet sich vom Glied 405 (in Fig. 17 bis 26) darin, daß es geradlinig und nur mit zwei Gliedstiften 401, 407 verbunden ist. Das Kniehebelglied 504 unterscheidet sich vom Kniehebelglied 404 (in Fig. 17 bis 26) darin, daß es eine zusätzliche Öse 574 aufweist, um die Stiftgelenkbefestigung am Ringverbindungsglied über den Stift 572 auszubilden.
Die Geometrie der inneren Koordinationsring-Baugruppe gemäß Fig. 33 bis 36 ist derart, daß wenn für einen Arretier- und Positioniermechanismus 612 mit einem Kniehebelglied 504 durch den Betätigungsmechanismus 523 (und/oder 490) eine Bewegung in Radialrichtung nach außen verursacht wird, das Verbindungsglied 571 bewirkt, däß sich der Koordinationsring 511 um die Nabenantriebsachse X dreht. Beim Drehen des Koordinationsrings 511 müssen sich die anderen Verbindungsglieder 571 ebenfalls bewegen, wodurch sie alle Arretiermechanismen 612 lösen und dadurch bewirken, daß sich die Betätigungsmechanismen 523 (und/oder 490) und somit die Flügel 447 übereinstimmend bewegen. In dieser Ausführungsform verbindet eine Vorspannfeder 531 die Kniehebelglieder 504 benachbarter Arretier- und Positioniermechanismen 612 an den Stiften 572 und 529.
Eine dritte Ausführungsform des Propellersystems der Erfindung ist in Fig. 37 bis 40 dargestellt. In dieser Ausführungsform fallen die direkt wirkenden Gegengewichte an den hintersten Enden der Momentarme 403 weg; die zentrifugale Trägheitsreaktionskraft wird erzeugt, indem ein relativ massives Sekundärbetätigungsglied 491 zwischen dem Nabengehäuse an seinem großen Innendurchmesser und dem radial nach innen gehenden Abschnitt des Kniehebelglieds 504 schwenkbar befestigt ist. Der Arm 403 verläuft nicht über das Kniehebelglied 504 nach hinten hinaus. Das massive Sekundärbetätigungsglied 491 ist mit einem Ende schwenkbar an einem Ösensitz 487 am Nabengehäuse durch den Schwenkstift 402 befestigt. An einer Zwischenposition entlang dem massiven Betätigungsglied 491 stellt ein Stiftgelenk 492 eine Verbindung mit einem Ende eines Sekundärverbindungsglieds 493 her; das andere Ende des Sekundärverbindungsglieds 493 ist schwenkbar am Stiftgelenk 494 mit dem Kniehebelglied 504 verbunden. Ansonsten entspricht der Mechanismus im wesentlichen dem der zweiten Ausführungsform von Fig. 33 bis 36.
Das Sekundärbetätigungsglied 491 stellt eine gesonderte Einrichtung zum Lösen der Arretierung in Ergänzung zur Primärkraft zum Lösen der Arretierung dar, die über die Baugruppe aus dem biaxialen Joch und dem Arm erzeugt wird, und wirkt so, daß es die arretierte Kniehebel-Gliedverbindung unabhängig von der Flügelbaugruppe aus der arretierten Position bewegt. In den Ausführungsformen von Fig. 17 bis 26 und Fig. 33 bis 36 wirkt der Mechanismus zum Lösen der Arretierung direkt nur über die Baugruppe aus Joch und Arm 403, 523 durch die kombinierten Trägheitswirkungen des Gegengewichts 417, der Masse des Betätigungssystems und des biaxial beweglichen Jochs/Arms 461. In dieser Ausführungsform ist die Auswirkung des Primärmechanismus zum Lösen der Arretierung durch Wegfall der Gegengewichtsmasse 417 verringert, was die Wirkung der zentrifugalen Reaktionskraft senkt.
Das massive Sekundärbetätigungsglied 491 ist radial nach innen zusammen mit dem Arretiermechanismus 612 durch die Vorspannfedern 531 vorgespannt. Die Wirkung der Masse des Sekundärglieds 491 wird durch die mechanische Kraftverstärkung des Hebelarms verstärkt, der sich durch die Aneinanderstellung des massiven Glieds 491, des Sekundärverbindungsglieds 493 und des Kniehebelglieds 504 ergibt.
Die Geometrie des Sekundärbetätigungsmechanismus 490 ist derart, daß bei beginnender Propellerdrehung eine zentrifugale Trägheitsreaktionskraft durch das massive Glied 491 erzeugt wird. Ist eine ausreichende Propellerdrehzahl erreicht, kann die zentrifugale Kraftkomponente in Radialrichtung nach außen die Federkraftkomponente der Vorspannfedern 531 in Radialrichtung nach innen und jede durch den Flügel erzeugte, radial nach innen gerichtete Komponente einer Trägheitskraft sowie jede verbleibende Arretierkomponente aus der resultierenden hydrodynamischen Flügelkraft überwinden, wodurch das Massenglied 491 um den Stift 402 radial nach außen schwenkt. Dreht sich das Massenglied 491 nach außen, werden der Arretier- und Positioniermechanismus 612 und der primäre Löse- und Betätigungsmechanismus 523 über das Verbindungsglied 493 und die Stiftgelenke 492 und 494 ebenfalls veranlaßt, sich aus der arretierten niedrigen Steigungsposition radial nach außen in die arretierte hohe Steigungsposition zu bewegen, wobei sie den Flügel in einer Winkelbewegung in die hohe Steigungsposition führen. Umgekehrt verringert sich bei sinkender Propellerdrehzahl die zentrifugale Reaktionskraftkomponente des Massenglieds 491, bis die radial nach innen gerichtete Federvorspannkraft infolge der Federn 531 zuzüglich der Trägheitskraftkomponente der Flügel die zentrifugale Reaktionskraftkomponente in der Radialrichtung nach außen übersteigt, wodurch der Betätigungsmechanismus 523 und der Flügel wieder in die arretierte niedrige Steigungsposition zurückgedreht werden.
Eine vierte Ausführungsform ist in Fig. 32 gezeigt. Bei diesem vierten System ist der Mechanismus mit dem in Fig. 37 bis 40 mit der Ausnahme identisch, daß das Sekundärbetätigungsglied 491 und das Verbindungsglied 493 wegfallen. Das Kniehebelglied ist selbst massiver ausgebildet, indem ein schwererer Werkstoff verwendet und/oder die Dicke des Kniehebelglieds 499 darstellungsgemäß erhöht wird. Auf diese Weise wird die zentrifugale Trägheitsreaktionskraft primär direkt durch das massivere Kniehebelglied erzeugt. Obwohl dadurch jede den drei zuvor beschriebenen Ausführungsformen eigene mögliche mechanische Kraftverstärkung verlorengeht, wird das System weiter vereinfacht, indem unnötige Teile entfernt werden.
Der Verstellpropeller der Erfindung ist z. B. zum Befestigen an einem herkömmlichen Außenbordmotor oder Heckantriebsystem vorgesehen; die Antriebswelle vom Außenbordmotor wird gleitend entlang der Keilwelle 50, 450 eingepaßt und zwischen einer Haltemutter (nicht gezeigt) am Ende der Antriebswelle (ebenfalls nicht gezeigt) und einer an das Vorderende des Keilwellenteils 250, 550 anstoßenden Druckscheibe (ebenfalls nicht gezeigt) so befestigt, däß die gesamte Propellereinheit mit der Antriebswelle drehbar ist. In dieser Ausführungsform befindet sich eine Schicht 51, 451 aus einem elastischen Werkstoff zwischen der Innennabe 113, 513 und der Keilwellenkupplung 50, 450. Diese elastische Schicht 51, 451 dient zum Isolieren des Antriebssystems von Schwingungen und/oder Stößen. Durch Durchlässe 480, die durch den Nabensteg ausgebildet sind, können Motorabgase durch das Innere der Nabe 413 strömen. An der Rückseite der Nabe 413 ist ein konisch erweiterter Ausströmring 481 angebracht, um die Abgasströmung durch die Nabe zu erhöhen. Am Motor oder Antrieb ist ansonsten keinerlei weitere Abwandlung notwendig.
In der Ruhestellung befindet sich das Betätigungssystem 512 für die Steigung so in der arretierten Position gemäß Fig. 17, 19, 21, 23 und 25, daß der Arm 403 und das Kniehebelglied 404 die radial am weitesten nach innen gerichtete Position einnehmen. In dieser arretierten niedrigen Steigungsposition können die Mittelpunkte des Ankerstifts 401, der Kniehebelgliedstifte 407, 408 und des Kugelgelenks 409 im wesentlichen auf einer Geraden liegen, d. h., so "mittig" angeordnet sein, daß jedem Drehmoment, das zunächst zum Drehen des Flügels 447 um seine Achse X oder den Schwenkmittelpunkt 10 in die hohe Steigungsposition ausgeübt wird, ein Widerstand durch das Viergelenk-Arretiersystem 512 entgegengesetzt wird.
In Fig. 25 ist das Arretier- und Positioniersystem 512 in einer übermittigen Position gezeigt, in der das Kniehebelglied 404 so positioniert ist, daß das Kugelgelenk 419 und der Stift 407 radial nach innen gerichtet sind, so daß die durch den Mittelpunkt der Stifte 407, 408 und des Kugelgelenks 419 definierte Linie einen Winkel +β zur Mittellinie bildet. In dieser übermittigen Position strebt das Drehmoment danach, die Arretierkraft zu erhöhen. In der ersten Ausführungsform von Fig. 2 bis 10 liegen z. B. der Ankerstift 1, die Kniehebelgliedstifte 7, 8 und der Flügelarmstift 9 in der niedrigen Steigungsposition im wesentlichen auf einer Geraden. In dieser Position wirkt jedem auf den Flügelarm 3 ausgeübten Drehmoment zum Drehen des Flügels 47 um seinen Schwenkmittelpunkt 10 eine Kraft entgegen, die vom Arm 3 über den Flügelarmstift 9, das Kniehebelglied 4 und das Endglied 5 zum Ankerstift 1 übertragen wird. Der über den Ankerstift 1 wirkenden Kraft, die ansonsten danach streben würde, den Koordinationsring 11 zu drehen, wirkt eine seitwärts gerichtete Kraft auf das Gleitlager 12 entgegen, das an der Propellernabe 13 befestigt und verschiebbar in den Schlitz durch den Koordinationsring 11 eingefügt ist, der durch eine Fläche 111 definiert ist. Durch diese arretierende Gliedverbindung wird somit ein vorzeitiges Drehen der Flügel 47 verhindert. Dadurch erfolgt eine Rückkopplung zur Arretiereinrichtung.
Die Glieder des Arretiermechanismus 512 werden zunächst durch die Vorspannfederkraft der Federn 431 und 433 und mit beginnender Propellerdrehung durch die zentrifugale Trägheitskraft infolge des Flügels 447 daran gehindert, sich nach außen zu drehen. Zunächst wird auch die Arretierkraft durch die Kraftkomponente der hydrodynamischen Nettolast erhöht, die vom Flügel 447 über den Arm 403 zum Kniehebelglied 404 übertragen wird.
Mit zunehmender Umdrehungsgeschwindigkeit des Propellers erhöht sich zunächst auch die Wirkung der hydrodynamischen Last zum Erhöhen der Arretierkraft. Der Komponente der hydrodynamischen Arretierkraft, der Trägheitsreaktionskraft des Flügels und den Federkräften wirkt mit zunehmender Propellerbeschleunigung die Trägheits- oder zentrifugale Reaktionskraft infolge der Drehung der Masse der Kniehebel-Gliedverbindungen, des Flügelarms und etwaiger Gegengewichte entgegen. Dadurch verhindert diese arretierende Gliedverbindung 512 ein vorzeitiges Drehen der Flügel 447 aus der niedrigen Steigungsposition bis zu dem Zeitpunkt, an dem die Trägheitsreaktionskraft vom Betätigungssystem die Federkraft und die über den Arm 403 ausgeübte Rückkopplungswirkung der hydrodynamischen Nettolastkräfte überwindet.
Diese Rückkopplungswirkung ändert die zeitliche Steuerung für das Lösen des Arretiermechanismus 512 in Abhängigkeit von der Fahrweise des Bootes. Beispielsweise ist unter den hohen hydrodynamischen Flügellasten aufgrund einer schnellen Bootsbeschleunigung die resultierende hydrodynamische Kraft auf jeden Flügel 447 hoch, und der Druckmittelpunkt ist nach vorn in die Nähe der Flügelvorderkante verschoben; dies führt zu einem hohen hydrodynamischen Drehmoment um die Schwenkachse des Flügels, was bewirkt, daß der Flügel in eine höhere Steigung gedreht wird. Diesem Drehmoment wirkt eine Reaktionskraft am Kugelgelenk 409 entgegen, das auch der Schwenkmittelpunkt des Kniehebel-Arretiermechanismus ist, die die Arretierkraft erhöht. Je größer das hydrodynamische Drehmoment ist, um so größer ist die übermittige Arretierkraft. Da sich gemäß der vorstehenden Beschreibung die Kraft zum Lösen der Arretierung aus zentrifugalen Kräften herleitet, die durch die Masse der Arretier- und Lösemechanismen (zuzüglich des Gegengewichts 417 oder des massiven Sekundärglieds 491) erzeugt werden, die für ein bestimmtes System konstant bleibt, ist eine höhere Umdrehungsgeschwindigkeit des Propellers erforderlich, um eine höhere hydrodynamische Kraftkomponente der Arretierung zu überwinden. Diese konstruktive Anordnung schafft die wünschenswerte Wirkung, daß vor dem Verstellen der Flügelposition von der niedrigen zur hohen Steigung während einer hohen Beschleunigung eine höhere Propellerdrehzahl erforderlich ist als während einer geringen Beschleunigung.
Umgekehrt führt der Arretiermechanismus in der hohen Steigungsposition zu einer Rückkopplung der Arretierkraft für die Bootsverlangsamung, um eine vorzeitige Rückkehr in die niedrige Steigungsposition zu verhindern.
Die Größe der durch das hydrodynamische Drehmoment erzeugten Rückkopplung der Arretierkraft läßt sich regulieren, indem die Größe des übermittigen Winkels 13 des Arretiermechanismus durch Begrenzen der maximalen Drehung der Glieder geändert wird. In der arretierten niedrigen Steigungsposition gemäß Fig. 25 und 26 liegt die Endfläche 555 am Endglied 405 in Berührung an der Endfläche 515 am Kniehebelglied 404, wodurch jede weitere radial nach innen gerichtete Bewegung des Schwenkstifts 407 verhindert wird. Folglich kann die Größe einer solchen übermittigen Bewegung durch Ändern der Form und/oder Größe an den aneinanderliegenden Enden auf offensichtliche Weise geändert werden. In der hohen Steigungsposition ist der Mechanismus in der übermittigen Position arretiert, wenn gemaß Fig. 26 die seitliche ebene Anschlagfläche 516 am Kniehebelglied 404 an den abgeflachten Abschnitt der Anschlagfläche 506 der Innenfläche des Koordinationsrings 511 anstößt. Verwendet werden kann jede andere Anschlageinrichtung.
Der übermittige Winkel β für die arretierte niedrige Steigungsposition ist durch den Winkel zwischen einer die Mittelpunkte des Ankerstifts 401 und des Schwenkstifts 407 verbindenden Linie und einer die Mittelpunkte des Kugelgelenks 409 und des Schwenkstifts 407 verbindenden Linie definiert. Der übermittige Winkel Ω für die arretierte hohe Steigungsposition ist durch den Winkel zwischen einer die Mittelpunkte des Ankerstifts 402 und des Schwenkstifts 408 verbindenden Linie und einer die Mittelpunkte des Kugelgelenks 409 und des Schwenkstifts 408 verbindenden Linie definiert. Der übermittige Winkel β für die niedrige Steigungsposition liegt bei diesen letztgenannten Ausführungsformen von Fig. 16 bis 40 vorzugsweise im Bereich von etwa 10 bis etwa 25 Grad, wobei etwa 13 bis etwa 17 Grad am stärksten bevorzugt sind. Der Wert des übermittigen Winkels Ω für die arretierte hohe Steigungsposition beträgt bei den Ausführungsformen von Fig. 16 bis 40 vorzugsweise höchstens 5 Grad.
Für den Betrieb des hierin beschriebenen Verstellpropellers mit zwei diskreten Positionen ist es wichtig, daß die Flügel in der niedrigen Steigungsposition in einem ausreichenden übermittigen Winkel +β arretiert werden, um zu gewährleisten, daß durch die hydrodynamische Last auf die Propellerflügel eine "Rückkopplung" zum Arretiermechanismus 512 erfolgen kann. Obwohl ebenfalls vorzugsweise ein übermittiger Winkel +Ω für die hohe Steigungsposition vorgesehen ist, um jede Neigung zum vorzeitigen "Herunterschalten" auszuschließen, ist es nicht immer notwendig, einen übermittigen Winkel in der hohen Steigungsposition vorzusehen. Je nach Größe der Masse des Betätigungsmechanismus kann auch eine ausreichende Trägheitskraft erzeugt werden, um den Mechanismus wirksam in der hohen Position zu halten, so daß der Winkel Ω keinen übermittigen Wert anzunehmen braucht, sondern er sogar negativ oder "untermittig" sein kann (-Ω). Ist der Arretier- und Positioniermechanismus 512 mit Anschlägen versehen, die den Gliedwinkel Ω untermittig positionieren, so arretiert der Arretier- und Positioniermechanismus 512 die Flügel wirksam nur in der niedrigen Steigungsposition, und die Flügel und der Mechanismus werden in der hohen Steigungsposition wirksam durch die Masse des Betätigungsmechanismus gehalten, wenn sie sich in der Grenzposition der hohen Steigung befinden.
Setzt im Betrieb die Propellerdrehung aus einer Stillstandsposition ein, befinden sich die Flügel 447 in einer niedrigen Steigungsposition, z. B. einer Steigung von 15 Inch bei einem Boot mit 3000 Pound Gewicht, 25 Fuß Länge und einem einzelnen Heckantriebsmotor, der seine maximale Leistungsabgabe von 260 HP bei 4600 U/min erzeugt, wobei sich der Propeller mit etwa 2/3 der Motordrehzahl dreht.
Mit zunehmender Motordrehzahl und zunehmender Umdrehungsgeschwindigkeit der Propellerbaugruppe erhöhen sich auch die auf den Arretiermechanismus 512 und den Betätigungsmechanismus 523 wirkenden Zentrifugalkräfte und bewirken, daß sich der Arm 403 um den Stift 441 radial nach außen zur Außennabe 413 dreht. Der Betätigungsmechanismus 523 ist gemäß Fig. 17, 19, 21, 23 und 25 radial nach innen durch die Federkraft der Federn 431 und 433 vorgespannt, die auf das Kniehebelglied 404 wirken, das seinerseits mit dem Arm 403 verbunden ist. Mit zunehmender Zentrifugalkraft infolge der Nettobetätigungsmasse (d. h., der kombinierten Masse des Jochs 461, des Arms 403, der Kugel 419, des Kniehebelglieds 404 sowie der Schwenkstifte 407, 408 und der Gegengewichte 417) wirkt diese der Vorspannkraft der Feder 431 entgegen, bis die zentrifugale Kraftkomponente, die entlang, aber entgegengesetzt zur Feder 431 wirkt, im Absolutwert die Federvorspannkraft zuzüglich der übermittigen Kraftkomponente des Arretiermechanismus und der Reibung übersteigt; anschließend werden der Arm 403 und das Kniehebelglied 404 radial nach außen bewegt, wodurch die Endglieder 405, 406 schwenken, bis sich der Arretiermechanismus 512 für die Steigung in der arretierten hohen übermittigen Steigungsposition gemäß Fig. 18, 20, 22, 24 und 26 befindet und eine weitere Drehung durch die in Berührung aneinanderliegenden Anschlagflächen 506, 516 verhindert wird.
Die jeweiligen Löse- und Betätigungsmechanismen 523 (und 490) für die Steigungsänderung sind so konzipiert, daß sie ihre mechanische Kraftverstärkung erhöhen, wenn der Betätigungsarm 403 radial nach außen schwenkt, d. h., zum Nabengehäuse 413, und dadurch den Radius der Masse, und somit der Zentrifugalkraft, in Gegenwirkung zur Vorspannkraft der Feder 431 erhöht. Die durch die Nettobetätigungsmasse bei ihrer Auswärtsbewegung erzeugte Kraft ist daher weiterhin größer als die Federkennung der Feder 431, wodurch eine kontinuierliche und unbehinderte Auswärtsbewegung des Kniehebelglieds 404 in seine hohe Steigungsposition gefördert wird. Diese unbehinderte Auswärtsbewegung wird ferner durch die Verringerung der Reibung, d. h., von der statischen Reibung zur Gleitreibung, und durch Wegfall der übermittigen Kraftkomponente bei Lösen des Arretier- und Positioniermechanismus 512 gefördert, d. h., sobald der übermittige Winkel auf Null verringert ist.
Die mechanische Geometrie des Betätigungsmechanismus 523 (und 490) ist derart, daß die Umdrehungsgeschwindigkeit des Propellers vor Rückkehr der Flügel in die niedrige Steigungsposition auf eine wesentlich niedrigere Drehzahl verringert wird, als erforderlich ist, um zu bewirken, daß der Mechanismus sich aus der niedrigen Steigungsposition in die hohe Steigungsposition bewegt. Dies trägt dazu bei, ein vorzeitiges Lösen des Arretiermechanismus beim Herunterschalten zu verringern und verbessert die unbehinderte Bewegung zur Steigungsänderung sowie deren gewünschte zeitliche Steuerung.
Mit zunehmender Umdrehungsgeschwindigkeit des Propellers bewegt sich der Druckmittelpunkt der resultierenden hydrodynamischen Kraft normalerweise nach hinten (beim hierin verwendeten NACA-Propeller) oder zur Flügelhinterkante 547, wodurch die Rückkopplungslast der Arretierung verringert wird.
Die Bewegung aller Flügelarme 403 wird über die Verbindungsglieder 471 koordiniert, die schwenkbar zwischen den Gliedern 405 und dem Koordinationsring 411 so angebracht sind, daß sich alle drei Propellerflügel 447 in dieser Ausführungsform im wesentlichen gleichzeitig und gleichmäßig drehen.
Bei Arretierung in der hohen Steigungsposition wirkt jedem Drehmoment, das danach strebt, die Flügel 447 zurück in die niedrige Steigungsposition zu bewegen, die über den Flügelarm 403, das Kugelgelenk 409, das Kniehebelglied 404, den Schwenkstift 408 und das Endglied 406 zum Ankerstift 402 übertragene Kraft entgegen.
Nach einer Verlangsamung von Bootes und Motors und einer Verringerung der Umdrehungsgeschwindigkeit des Propellers wird zu dem Zeitpunkt, an dem die Summe der durch die Nettobetätigungsmasse der Mechanismen 523 und 512 (einschließlich des Gegengewichts 417) erzeugten zentrifugalen Kraftkomponente zuzüglich der Reibung kleiner als die durch die Rückzugsfeder 431 ausgeübte Federkraftkomponente wird, das Kniehebelglied 404 veranlaßt, sich radial nach innen zu bewegen und die übermittige Position zu verlassen. Dadurch werden die Kniehebelmechanismen 512 gelöst, wodurch sich die Flügelarme 403 zusammen mit den Flügeln 447 als Reaktion auf das durch die hydrodynamische Last auf die Flügel erzeugte Drehmoment in die niedrige Steigungsposition drehen können. Wiederum führt die Drehung des zusammen mit den Flügelarmen 403 über die Glieder 471, 405, 404, 406 wirkenden Koordinationsrings 411 dazu, daß sich die Flügel 447 alle gleichzeitig und gleichmäßig drehen.
Zu beachten ist, daß die Bauzeichnungen innerhalb jeder Zeichnung maßstabgetreu sind. In dem veranschaulichten Beispiel von Fig. 16 bis 26 betragen der Propellerdurchmesser 13,6 Inch und der Nabendurchmesser 4,6 Inch. Das Gewicht jedes Flügels 447 mit dem Schaft 440 beträgt etwa 12 Unzen, die Flügelfläche beträgt 26 Quadrat-Inch, und die Länge des Flügelbetätigungsarms 403 beträgt 1,2 Inch, gemessen in Axialrichtung vom Schwenkmittelpunkt 10 zum Mittelpunkt der Kugel 419. Das Gegengewicht 417 wiegt 7,4 Unzen und sein Schwerpunkt in der niedrigen Steigungsposition liegt 0,93 Inch in Radialrichtung von der Nabenmittellinie entfernt. Die Vorspannfeder 431 hat eine Federkonstante von 114 Pound/Inch und ist so auseinandergezogen, daß sie in der niedrigen Steigungsposition eine anfängliche Vorspannung von 36 Pound hat. Die Vorspannfeder 433 hat eine Federkonstante von 28 Pound/Inch und ist so auseinandergezogen, daß sie in der niedrigen Steigungsposition eine anfängliche Vorspannung von 9 Pound hat.
Hat der übermittige Winkel des Arretiermechanismus etwa 20 Grad, so beträgt die Differenz der Propellerdrehzahl am Hochschaltpunkt zwischen leichter Motorlast und schwerer Motorlast, z. B. von etwa 1500 U/min auf etwa 1800 U/min, etwa 25 Prozent.
Die Winkelverschiebung der Flügel aus der niedrigen in die hohe Steigungsposition beträgt etwa 8 Grad. In der niedrigen Steigungsposition ist die Propellerleistung mit der eines 15-Inch-Festpropellers vergleichbar, und in der hohen Steigungsposition ist die Propellerleistung mit der eines 21- Inch-Festpropellers vergleichbar, wenn die Propeller eine äquivalente Flügelprofilgeometrie haben.
Die Zeichnungen zeigen bevorzugte Ausführungsformen mit einem Arretier- und Positioniermechanismus sowie einem Löse- und Betätigungsmechanismus für jeden Flügel, was z. B. bei drei Flügeln 447 drei Arretier- und Positioniermechanismen 512 und drei Betätigungs- oder Arretierlösemechanismen 523 entspricht. Die Anzahl der Flügel, arretierenden Gliedverbindungen und Betätigungsmechanismen braucht jedoch nicht gleich drei oder identisch zu sein.
Vorzugsweise wird der Propeller aus Aluminium und/oder anderen korrosionsbeständigen Werkstoffen hergestellt, z. B. aus Bronze, rostfreiem Stahl oder einem anderen korrosionsbeständigen Metall, oder aus schlagzähen Nichtmetallen, z. B. Polycarbonaten, Acetalen oder verstärkten Polymeren.

Claims

1. Verstellbare Schiffsschraube mit einem Nabengehäuse (13,413); mehreren Flügeln (47,447), die sich von dem Nabengehäuse (13,413) in Radialrichtung nach außen erstrecken, wobei jeder Flügel (47,447) an der Nabe (13,413) um eine Flügelachse (10) zwischen einer Maximalsteigungsposition und einer Minimalsteigungsposition verschwenkbar angeordnet ist; und mit Antriebsbefestigungsmitteln (50,450) zum Befestigen der Schiffsschraube an einer sich drehenden Antriebswelle eines Schiffes, so daß sich die Schiffsschraube mit der Antriebswelle dreht, dadurch gekennzeichnet, daß die Schiffsschraube ferner aufweist: Positionssperrmittel (112,512), um die Flügel in der Minimalsteigungsposition gesperrt zu halten, während die Schiffsschraube durch die Antriebswelle gedreht wird; Auslösemittel, die mit dem Positionssperrmittel (112,512) betrieblich in Eingriff stehen, um die Positionssperrmittel (112,512) zu entriegeln, wenn die Umdrehungsgeschwindigkeit der Schiffsschraube einen vorbestimmten Schwellwert überschreitet; und Steigungsverstellmittel (123,523), die auf die Umdrehungsgeschwindigkeit der Schiffsschraube so reagieren, daß beim Entriegeln der Sperrmittel (112,512) die Flügel aus der Maximalsteigungsposition in die Minimalsteigungsposition oder umgekehrt verschwenkt werden.

2. Verstellbare Schiffsschraube nach Anspruch 1, ferner mit Positionssperrmitteln (112,512), Auslösemitteln, Steigungsverstellmitteln (123,523), die an jedem der mehreren Flügel (47,447) befestigt sind, und Mitteln zur Koordination der Steigungsverstellung (11,411,511), die betrieblich zwischen allen Positionssperrmitteln (112,512) angeschlossen sind, so daß sie beim Entriegeln eines beliebigen der Sperrmittel (112,512) im wesentlichen gleichzeitiges Schwenken aller Flügel (47,447) aus einer Winkellage in die andere Winkellage bewirken.

3. Verstellbare Schiffsschraube nach Anspruch 1, bei der das Sperrmittel (112,512) auch eine Einrichtung zum Sperren der Flügel (47,447) in der hohen Steigungsposition aufweist.

4. Verstellbare Schiffsschraube nach Anspruch 1, bei der Drehung der Schiffsschraube ein resultierendes Drehmoment des Flügels (47,447) zur Folge hat, das sich aus der Summe einer hydrodynamischen Kraft und einer zentrifugalen Trägheitsreaktionskraft ergibt; und wobei die Schiffsschraube ferner eine Einrichtung zur Übertragung der Rückkopplungskraft und zur Flügelbetätigung aufweist, die betrieblich zwischen einem Flügel (47,447) und dem Sperrmittel (112,512) verbunden ist, so daß es das resultierende Drehmoment von dem Flügel auf das Sperrmittel überträgt; wobei die Einrichtung zur Übertragung der Rückkopplungskraft und das Sperrmittel (112,512) so miteinander verbunden sind, daß das resultierende Drehmoment die Wirksamkeit der Sperrkraft des Sperrmittels in der Position mit niedriger Steigung erhöht.

5. Verstellbare Schiffsschraube nach Anspruch 4, bei der die Einrichtung zur Übertragung der Rückkopplungskraft mit dem Auslösemittel integriert ist und eine eine biaxiale Kraft übertragende Einheit aufweist, die schwenkbar zwischen einem Flügel (47,447) und dem Sperrmittel (112,512) angebracht ist, so daß sie um eine Achse ein resultierendes Drehmoment von einem Flügel (47,447) auf das Sperrmittel (112,512) und um eine zweite Achse eine zentrifugale Auslösekraft zum Entriegeln des Sperrmittels (112,512) überträgt, wobei die Übertragungseinrichtung so konstruiert und angelagert ist, daß jedes von dem Flügel (47,447) erzeugte resultierende Drehmoment zur Folge hat, daß die Sperrwirksamkeit des Sperrmittels (112,512) erhöht wird.

6. Verstellbare Schiffsschraube nach Anspruch 4, bei der das Auslösemittel eine Schiebereinheit (11) umfaßt, die verschiebbar innerhalb der Nabe angebracht ist, und bei der das Sperrmittel (112) und die Schiebereinheit (11) ein Vierstab-Verbindungsgestänge bilden, das Sperrmittel zwei äußere Schwingglieder (5,6) und ein mittleres Kupplungsglied (4) umfaßt; jedes der beiden Schwingglieder (5,6) an einer Stelle schwenkbar mit dem Kupplungsglied (4) verbunden und an einer zweiten Stelle jedes Schwingglieds an dem Schieber (11) angelenkt ist; das Vierstab-Verbindungsgestänge so beschaffen ist, daß eine Translationsbewegung des Schiebers (11) Schwenken der Schwingglieder (5,6) und Auslösung des Sperrmittels (112) voraussetzt; und bei dem ferner die Einrichtung zum Übertragen der Rückkopplungskraft einen Flügelbetätigungsarm (3) aufweist, der in einem Bereich an dem Flügel befestigt ist und sich innerhalb der Nabe quer zu der Flügelachse erstreckt, wobei der Flügelbetätigungsarm (3) an einem mittleren Teil des mittleren Kupplungsglieds (4) angelenkt ist.

7. Verstellbare Schiffsschraube nach Anspruch 6, bei der das Sperrmittel (112) einen Vierstab-Verbindungsgestängemechanismus umfaßt, der an einem Ende an dem Nabengehäuse (13) angelenkt ist und bei dem die die Rückkopplungskraft übertragende Einrichtung einen an einem axialen Bereich mit dem Flügel (47) verstifteten Arm (3) aufweist, so daß sie unabhängig um eine quer zu der Flügelachse verlaufende Achse drehbar und mit dem Flügel um die Flügelachse schwenkbar ist und sich im allgemeinen innerhalb des Nabengehäuses (13) axial und quer zu der Flügelachse erstreckt; wobei der Betätigungsarm (3) an einem anderen axialen Bereich axial und sphärisch verschiebbar an einem Verbindungsglied (4) des Sperrmittels befestigt ist.

8. Verstellbare Schiffsschraube nach Anspruch 7, mit einer eine begrenzte Vorspannkraft ausübenden Einrichtung, die bis zu einem Maximalwert der zentrifugalen Auslösekraft entgegen auf die Sperrmittel (112) einwirkt, so daß die Auslösekraft bei ausreichend hoher Umdrehungsgeschwindigkeit die maximale Gegenkraft überschreiten kann, so daß das Auslösemittel betätigt wird, wenn die Umdrehungsgeschwindigkeit der Schiffsschraube diesen ausreichenden Wert überschreitet.

9. Verstellbare Schiffsschraube nach Anspruch 8, bei der die die Vorspannkraft ausübende Einrichtung eine Vorspannfedereinheit (31) aufweist.

10. Verstellbare Schiffsschraube nach Anspruch 7, mit zusätzlichen Trägheitsmassenmitteln (17), die betrieblich mit einem Verbindungsglied (4) des Sperrmittels verbunden sind, so daß bei Drehung der Schiffsschraube eine erhöhte zentrifugale Trägheitsreaktionskraft auf das Sperrmittel (112) ausgeübt wird, was die Tendenz hat, das Sperrmittel (112) aus der gesperrten Position mit niedriger Steigung heraus zubewegen.

11. Verstellbare Schiffsschraube nach Anspruch 7, ferner mit sekundären Auslösemitteln, die eine getrennte Trägheitsmasseneinheit aufweisen, die schwenkbar zwischen der Nabe und dem Sperrmittel angeordnet und so daran angelagert ist, daß die dadurch bei Drehung der Nabe erzeugte zentrifugale Trägheitsreaktionskraft in einer radial nach außen weisenden Richtung größer ist, wenn das Sperrmittel in der Position mit hoher Steigung ist, als wenn sich das Sperrmittel in der Position mit niedriger Steigung befindet.

12. Verstellbare Schiffsschraube nach Anspruch 3, bei der das Sperrmittel (512) ein Vierstab-Verbindungsgestänge mit zwei Schwinggliedern (405,406), ein Verbindungsglied (471) und ein Kupplungsglied (404) aufweist, wobei ein Bereich an jedem Schwingglied an dem Kupplungsglied, ein zweiter Bereich an jedem Schwingglied (405,406) an dem Nabengehäuse (413) und ein dritter Bereich an einem der Schwingglieder (405) an dem Verbindungssglied (471) angelenkt ist, das seinerseits an der Koordinationseinrichtung (411) angelenkt ist; während das Kupplungsglied (404) ebenfalls schwenkbar und verschiebbar an der Übertragungseinrichtung (403) befestigt und so daran angelagert ist, daß radiales Schwenken der Übertragungseinrichtung (403) innerhalb der Nabe (413) eine radiale Translationsbewegung des Kupplungsglieds (404) sowie Schwenken der Schwingglieder (405,406) und Bewegung des Koordinationsmittels (411) bewirkt.

13. Verstellbare Schiffsschraube nach Anspruch 3, bei der die Sperrmittel (612) ein Vierstab-Verbindungsgestänge mit zwei Schwinggliedern (505,406), einem Verbindungsglied (571) und einem Kupplungsglied (504) aufweisen, wobei ein Bereich an jedem Schwingglied (505,406) an dem Kupplungsglied (504), ein zweiter Bereich an jedem Schwingglied (505,406) an dem Nabengehäuse (413) und ein dritter Bereich an dem Kupplungsglied (504) an dem Verbindungsglied (571) angelenkt ist, der seinerseits schwenkbar mit dem Koordinationsmittel (511) in Verbindung steht; während das Kupplungsglied (504) ebenfalls schwenkbar und verschiebbar an der Übertragungseinrichtung (403) befestigt und so daran angelagert ist, daß radiales Schwenken der Übertragungseinrichtung (403) innerhalb der Nabe (413) eine radiale Translations- und Schwenkbewegung des Kupplungsglieds (504) sowie Schwenken der Schwingglieder (505,406) und Bewegung des Koordinationsmittels (511) bewirkt.

14. Verstellbare Schiffsschraube nach Anspruch 1, bei der das Steigungsverstellmittel (123,523) Flügelgegengewichte (17,417) umfaßt, wobei an jedem der Flügel (47,447) ein Gegengewicht befestigt ist, so daß bei Drehung der Schiffsschraube den Flügeln (47,447) eine Zentrifugalkraft vermittelt wird, so daß die Tendenz besteht, die Flügel aus einer Steigungsposition in die andere Position mit höherer Steigung zu schwenken.

15. Verstellbare Schiffsschraube nach Anspruch 14, bei der das Gegengewicht (17,417) um die Achse des Flügels herum befestigt und so beschaffen ist, daß sich sein Schwerpunkt in einem der folgenden Bereiche befindet: i) im Verhältnis zu der Antriebswellenachse hinter dem Schwenkmittelpunkt des Flügels und im Verhältnis zur Schwenkachse in der Richtung der Schiffsschraubendrehung versetzt; und ii) im Verhältnis zu der Antriebswellenachse vor der Schwenkachse des Flügels und im Verhältnis zu der Schwenkachse zur Richtung der Schiffsschraubendrehung entgegengesetzt versetzt.

16. Verstellbare Schiffsschraube nach Anspruch 6, bei der das Auslösemittel (123) eine Betätigungsmasse (23) und eine Auslöseeinheit (11) innerhalb des Nabengehäuses (13) aufweist, wobei die Betätigungsmasse an der Auslöseeinheit und dem Nabengehäuse angelenkt ist, so daß eine Drehung der Schiffsschraube zur Folge hat, daß die Betätigungsmasse (23) eine zentrifugale Trägheitsreaktionskraft erzeugt und daher in radialer Richtung nach außen schwenkt und die Auslöseeinheit (11) im Verhältnis zum Nabengehäuse bewegt; wobei die Auslöseeinheit verschiebbar innerhalb der Nabe angeordnet und betrieblich mit jedem Sperrmittel (112) verbunden ist, so daß eine Schiebebewegung der Auslöseeinheit infolge einer Bewegung der Betätigungsmasse das Sperrmittel auslöst und wieder sperrt und das gleichzeitige Schwenken der Flügel (47) koordiniert.

17. Verstellbare Schiffsschraube nach Anspruch 16, bei der das Auslösemittel einen zwei Schwingglieder (22,24), die Betätigungsmasse (23) und, als ein Schieberglied wirkend, die Auslöseeinheit (11) umfassenden Vierstab-Kniehebelschieberverbindungsgestängemechanismus bildet, wobei das erste Schwingglied (22) schwenkbar mit der Nabe (13) und dem Betätigungsmassenglied und das Betätigungsmassenglied (23) mit dem zweiten Schwingglied (24) schwenkbar verstiftet ist, das seinerseits mit dem Ring (11) verstiftet ist, wobei die Glieder so innerhalb der Nabe angelagert sind, daß eine Drehung der Schiffsschraube eine auf den Verbindungsgestängemechanismus einwirkende Zentrifugalkraft erzeugt, die die Tendenz hat, die Auslöseeinheit (11) axial entlang der Schiffsschraubenwellenachse in Richtung der zweiten gesperrten Position zu bewegen.

18. Verstellbare Schiffsschraube nach Anspruch 17, ferner mit einem eine begrenzte Gegenkraft ausübenden Mittel, das bis zu einem Höchstwert entgegen der Auslösekraft wirkt, so daß die Auslösekraft bei ausreichend hoher Umdrehungsgeschwindigkeit die maximale Gegenkraft überschreiten kann, so daß das Auslösemittel betätigt wird, wenn die Umdrehungsgeschwindigkeit der Schiffsschraube diesen ausreichenden Wert erreicht.

19. Verstellbare Schiffsschraube nach Anspruch 18, bei der das die Gegenkraft ausübende Mittel eine Vorspannfeder (31) ist, die in einer zu der Richtung der Zentrifugalkrafteinheit entgegengesetzten Richtung auf das Auslösemittel einwirkt.

20. Verstellbare Schiffsschraube nach Anspruch 10, bei der das zusätzliche Trägheitsmassenmittel (17) an dem von dem Flügel entfernten Ende der Übertragungseinheit (3) befestigt ist.

21. Verstellbare Schiffsschraube nach Anspruch 1, bei der das Steigungsverstellmittel ferner eine Masse aufweist, die betrieblich an der Schiffsschraube befestigt ist und mit dieser rotiert und die so an einen Flügel (47,447) angelagert und mit diesem betrieblich verbunden ist, daß der Flügel (47,447) bei Änderung der Umdrehungsgeschwindigkeit der Schiffsschraube aus einer Winkellage in die andere Winkellage geschwenkt wird; und wobei das Sperrmittel (112,512) ein betrieblich mit einem Flügel (47,447) der Schiffsschraube verbundenes Haltemittel aufweist, um das Schwenken der Flügel einzuschränken; sowie betrieblich zwischen dem Flügel (47,447) und dem Sperrmittel (112,512) verbundene Übertragungsmittel (3,403), um auf das Sperrmittel das auf den Flügel einwirkende, durch einen hydrodynamischen Kraftvektor erzeugte, resultierende Drehmoment zu übertragen und eine Drehung des Flügels in Richtung der Position mit hoher Steigung entgegengesetzte und zu dem resultierenden hydrodynamischen Drehmoment proportionale Kraft zu erzeugen.

22. Verstellbare Schiffsschraube nach Anspruch 21, bei der das Haltemittel positive Sperrmittel, der Flügel ferner eine sich axial zwischen einer hydrodynamischen Oberfläche des Flügels und dem Nabengehäuse erstreckende Flügelwelle, wobei die Flügelwelle an dem Nabengehäuse angelenkt ist, und das Übertragungsmittel (3) eine sich im allgemeinen quer zu der Flügelwelle erstreckende Einheit aufweist.