DE823108C

DE823108C - Impeller propeller

Info

Publication number: DE823108C
Application number: DEP12604A
Authority: DE
Original assignee: JM Voith GmbH
Current assignee: JM Voith GmbH
Priority date: 1948-10-02
Filing date: 1948-10-02
Publication date: 1951-11-29

Description

Der Erfinder hat beantragt, nicht genannt zu werden Die Erfindung betrifft einen Flügelradpropeller mit zur Propellerachse annähernd oder genau parallelen, vollständig ins Wasser eingetauchten Flügeln, die zur Erzeugung der Vortriebs- und Ruderkräfte während jeder Umdrehung des Propellers eine Schwingbewegung um ihre Achse ausführen, wobei sie durch ein ständig innerhalb des Flügelkreises liegendes Steuerzentrum und ein dieses Steuerzentrum mit den Flügeln verbindendes Flügelantriebsgestänge gesteuert werden. Die Erfindung besteht in der Angabe eines Flügelbewegungsgesetzes, das einen möglichst hohen Gesamtwirkungsgrad des Propellers ermöglicht.The inventor has requested not to be named The Invention relates to an impeller propeller with approximately or exactly parallel to the propeller axis, Wings completely submerged in the water, which are used to generate the propulsion and Rudder forces create a swinging motion around theirs during each revolution of the propeller Execute axis, whereby it is constantly lying within the wing circle by a Control center and a wing drive linkage connecting this control center to the wings being controlled. The invention consists in the specification of a wing motion law, which enables the highest possible overall efficiency of the propeller.

Nach der Erfindung sollen die Flügel derart gesteuert werden, daß der größte Schwingungsausschlag, d. h. der größte Flügelwinkel sowohl in der vorderen als auch in der hinteren Radhälfte bei einem Umfangswinkel erreicht wird, der zwischen einem Umfangswinkel von etwa ioo° in der vorderen Radhälfte und 26o° in der hinteren Radhälfte einerseits und dem Umfangswinkel andererseits liegt, bei dem mittels einer für den gleichen maximalen Flügelwinkel ausgelegten strengen Normalenschnittkinematik dieser maximale Flügelwinkel erreicht wird.According to the invention, the wings are to be controlled such that the largest oscillation amplitude, d. H. the largest wing angle both in the front as well as in the rear half of the wheel is achieved at a circumferential angle between a circumferential angle of about 100 ° in the front half of the wheel and 26o ° in the rear Wheel half on the one hand and the circumferential angle on the other hand is at which by means of a Strict normal cutting kinematics designed for the same maximum wing angle this maximum wing angle is reached.

Bei dem ersten bekannt gewordenen Zykloidenpropeller nach Kirsten (Mittelläufer), bei dem die Schaufeln während ihres Umlaufes um die Schaufelradachse eine kontinuierliche Drehung ausführen, schneiden sich die Senkrechten auf die Profilmittellinien stets in einem auf dem Flügelkreis liegenden Punkt. Die Schaufeln arbeiten dabei stets mit der gleichen unveränderlichen Steigung i. Bei- dem von Schneider erfundenen Schnelläufer dagegen führen die Schaufeln eine gesteuerte Schwingbewegung aus. Sie laufen stets mit der gleichen Kante voraus und weisen im Gegensatz zu den Schaufeln des Kirsten-Schaufelrades Tragflügelform auf. Sie sind daher auch nicht als Schaufeln, sondern als Flügel anzusprechen. Die Senkrechten auf die Profilmittellinien der Flügel (Flügelnormalen) schneiden sich dabei stets in einem innerhalb des Flügelkreises gelegenen Punkt, dessen Abstand von der Propellerdrehachse ein NIaß für die während eines Umlaufes ebenfalls konstante Steigung ist. Dieser Punkt ist hier beliebig innerhalb des Flügelkreises verstellbar, und zwar auch durch Null (Punkt in der Propellerachse) hindurch, so daß die Steigung des Propellers von Voll voraus auf Voll zurück verändert werden kann. Daß der Steuerpunkt beim Schnelläufer nicht nur auf einem Durchmesser, sondern auch senkrecht dazu verstellt werden kann, so (laß der Propellerstrahl in beliebige Richtung gelenkt werden kann, ist ebenfalls bekannt.With the first known Kirsten cycloid propeller (Middle runner), in which the blades during their rotation around the impeller axis perform a continuous rotation, the perpendiculars intersect with the profile center lines always in a point lying on the wing circle. The shovels work here always with the same unchangeable slope i. Both invented by Schneider High-speed runners, on the other hand, execute a controlled oscillating movement of the blades. she always run with the same edge and point in contrast to the blades of the Kirsten paddle wheel in the shape of a wing. they are hence also not to be addressed as shovels, but as wings. The perpendiculars on the profile center lines the wing (wing normals) always intersect in one within the wing circle located point whose distance from the propeller axis of rotation is a NIaß for the during of a revolution is also constant slope. This point is arbitrary here adjustable within the wing circle, also through zero (point in the Propeller axis) through, so that the pitch of the propeller from full ahead to Full back can be changed. That the control point in the fast runner is not just can be adjusted on a diameter, but also perpendicular to it, so (let the propeller jet can be directed in any direction is also known.

Darüber hinaus ist es beim Voith-Schneider-Propeller auch schon vorgeschlagen und ausgeführt worden, die Flügelschwingung derart zu steuern, daß die Steigung jedes Flügels während eines Umlaufes um die Radachse wechselt, indem der Steuerpunkt während einer Radumdrehung hin und her wandert bzw. pendelt. Hierdurch soll u. a. eine möglichst gleichmäßige Verteilung der Belastung auf die vordere und hintere Radhälfte bzw. auf die einzelnen Quadranten eines Flügelkreises und damit ein möglichst guter Gesamtwirkungsgrad erzielt werden. Nach diesem Vorschlag ausgeführte Propeller haben auch in der Tat eine merkliche Wirkungsgradverbesserung gebracht.It has also already been proposed for the Voith-Schneider Propeller and have been carried out to control the wing vibration so that the pitch each wing changes during one revolution around the wheel axis by the control point moves back and forth during a wheel revolution. This is intended, inter alia. as even as possible distribution of the load on the front and rear Wheel half or on the individual quadrants of a wing circle and thus one as possible good overall efficiency can be achieved. Propellers made according to this proposal have in fact brought a noticeable improvement in efficiency.

Die weitere Verfolgung der Forschungsarbeiten auf diesem Gebiet hat zu neuen Erkenntnissen geführt, denen die oberangegebene Definition der Erfindung entspringt. Die rechnerische Analyse der Propellerströmung zeigt, daß etwa bei einer Steigung (HID - -i =) 4= 0,75 die höchsten Anströmwinkel der Propellerflügel nur etwa 15° betragen (H = im schubfreien Zustand während einer Radumdrehung zurückgelegter, Weg, D = Durchmesser). Über diese Werte kann bei stationärer Strömung nicht hinausgegangen werden, da sonst die Strömung abreißt. Dies gilt jedoch nicht für den Flügelradpropeller, weil bei diesem die Strömung um die Flügel nicht stationär ist. Beim Flügelradpropeller ändert nämlich der Auftrieb während einer Umdrehung seinen Betrag zweimal Von Null bis zu einem Höchstwert. Die Ausbildung einer abgerissenen Tragflügelströmung benötigt nun aber infolge der besonderen Vorgänge in der Grenzschicht eine gewisse Zeit. Bei einem in einer Parallelströmung schwingenden Flügel, periodisch veränderlicher Aiiströmwinkel, reicht selbst bei verhältnismäßig niedrigen Frequenzen die Zeit nicht aus, um eine abgerissene Strömung zu erzeugen. Deshalb bleibt die normale nicht abgerissene Strömung mit guten Gleitzahlen bis zu erheblich höherem Anstellwinkel (3o bis 4o°) als bei stationärer Strömung (io bis 15°) erhalten.The further pursuit of the research work in this area has led to new findings from which the above definition of the invention arises. The computational analysis of the propeller flow shows that for a gradient (HID - -i =) 4 = 0.75, the highest angle of attack of the propeller blades is only about 15 ° (H = distance covered during one wheel revolution in the no-thrust state, D = diameter ). With steady flow it is not possible to go beyond these values, otherwise the flow will be interrupted. However, this does not apply to the impeller propeller, because with this the flow around the blades is not stationary. In the case of the impeller propeller, the amount of lift changes twice during one revolution, from zero to a maximum value. The formation of a disrupted airfoil flow now requires a certain amount of time due to the special processes in the boundary layer. With a wing swinging in a parallel flow, periodically changing air flow angle, even at relatively low frequencies there is not enough time to generate a disrupted flow. Therefore, the normal, uninterrupted flow with good glide ratios is maintained up to a considerably higher angle of attack (3o to 4o °) than with a steady flow (io to 15 °).

Diese Erkenntnisse zeigen, daß bei einem Schnellläufer mit wesentlich höheren Anstellwinkeln gearbeitet werden kann. Bei einer Normalenschnittkineinatik ist nun aber die Drehgeschwindigkeit des Flügels um seine Drehachse während des Umlaufes um die Radachse nicht konstant, sondern wechselt sehr stark. Je höher der grölite l,' liigelwinkel gewählt wird, um so stärker rucken die Schwenkpunkte, bei denen der höchste Flügelwinkel erreicht wird, an den Umfangspunkt von i So' heran und um so größer ist dann auch die Scliivenkgeschwindigkeit des Flügels, der sich ja zwischen den beiden Schwenkpunkten um iSo° drehen muß. Mit der Schwenkgeschwindigkeit steigt aber in gleichem Maß auch die erforderliche livdraulische Schwenkarbeit für dieses Durchdrehen des Flügels vom positiven Höchstwert + e"" zum negativen Wert von - smpx und damit ist, wie der Erfinder erkannt hat, eine Wirkungsgradeinbuße Verbunden, die den durch Erhöhung des Steigungsmaßes über i0 = 0,75 hinaus in den übrigen Bereichen des Flügelkreises erzielbaren Wirkungsgradgewinn wieder wettmacht. Die daraus gezogene I#olgerting besagt, daß das Flügelbewegungsgesetz bzw. die zu seiner Verwirklichung dienende Kinematik (das Flügelantriebsgestänge) derart ge@@ <ihlt werden muß, daß der Schwenkpunkt in der Vorderen Radhälfte bei einem kleineren und in der hinteren Radhälfte bei einem größeren Wert des Umfangswinkels liegen muß, als er sich bei der Steuerung nach der ursprünglichen strengen N orinalenschnittkinematik ergibt. Als oberste Grenze für die Lage des Schwenkpunktes in der vorderen Radhälfte bzw. als unterste Grenze in der hinteren kadh'ilfte wird daher der geometrische Ort für die Schwenkpunkte der Flügelwinkelkurven nach der strengen Normalenschnittkinematik angegeben, -,vol )ei sich der Schwenkpunkt nach (lern Gesagten zweckmäßig in einigem Abstand von dieser Grenze hält.These findings show that a high-speed runner can work with significantly higher angles of attack. With normal section kinematics, however, the speed of rotation of the wing around its axis of rotation is not constant during the revolution around the wheel axis, but changes very strongly. The higher the chosen angle, the more strongly the pivot points, at which the highest wing angle is reached, jerk towards the circumferential point of i So 'and the greater is the turning speed of the wing, which is between must rotate the two pivot points by iSo °. With the swivel speed, however, the required livdraulic swivel work for this turning of the wing from the positive maximum value + e "" to the negative value of - smpx increases to the same extent and, as the inventor has recognized, this is associated with a loss of efficiency, which is associated with the increase in the Increase in efficiency over i0 = 0.75 in the remaining areas of the wing circle compensates for the gain in efficiency that can be achieved. The resulting I # olgerting says that the wing motion law or the kinematics that serve to realize it (the wing drive linkage) must be kept in such a way that the pivot point in the front half of the wheel is smaller and in the rear half of the wheel is larger The value of the circumferential angle must lie as it results from the control according to the original strict N orinalenschnittkinematik. The uppermost limit for the position of the pivot point in the front half of the wheel or the lowest limit in the rear half of the wheel is therefore given as the geometric location for the pivot points of the wing angle curves according to the strict normal section kinematics, -, vol) ei the pivot point (learn Appropriately keeps what has been said at some distance from this limit.

Die oben angegebene Forderung nach einer mäßigen Drehgeschwindigkeit der Flügel könnte zweifellos mit einer Flügehvinkelkurve erzielt werden, die die Form einer Sinuskurve hat. Diese Form der Flügelwinkelkurve ist aber aus verschiedenen Gründen unbrauchbar. Der ansteigende Ast der Sinuskurve im ersten Bereich der vorderen Radhälfte und der absteigende Ast im gegenüberliegenden letzten Bereich der hinteren Radhälfte würde nämlich ein zu rasches Ansteigen des Anströmwinkels und damit die Gefahr der Ablösung der Strömung trotz der durch die nicht stationäre Bewegung hinsichtlich der Ablösung gegebenen günstigen Verhältnisse init sich bringen. Andererseits ist der Flügelwirkungsgrad längs des Flügelkreises veränderlich. Er steigt bei der Normalenschnittbewegung von seinem Nullwert hei <p = o° stetig an und erreicht seinen l1öclistwert in der Umgebung jenes Umfangswinkels. bei welchem der Flügehvinkel seinen höchsten Wert besitzt. Damit nun der Gesamtwirkungsgrad hoch wird, sollen alle jene Teile des Umfanges, die einen hohen Flügelwirkungsgrad aufweisen, einen möglichst hohen Anteil der Gesamtleistung übertragen. Die Flügel müssen daher gerade in dieseln Bereich unter erheblich größerem _lnströniwinlcel arbeiten, als in den Gebieten mit schlechterem Flügelwirkungsgrad. Das Gebiet hoher Flügelwirkungsgrade liegt zwischen (i, = go° und g. = 18o°. In diesem Gebiet ist aber der Leistungsanteil bei einer Flügelsteuerung nach einer Sinuskurve wegen der dort rasch abnehmenden Flügelwinkel und damit auch der Anströmwinkel nur klein. Der Umkehrpunkt der Flügelwinkelkurve muß daher gemäß der Erfindung in der vorderen Radhälfte bei einem wesentlich höheren und in der hinteren Radhälfte 1>e1 einem wesentlich niedereren Wert des Umfangswinkels liegen als der Umkehrpunkt der Sinuskurve (9o bzw. 27o°). Als untere Grenze für die Lage des Umkehrpunktes der Flügelwinkelkurven für verschiedene Flügelwinkelhöchstwerte in der vorderen Radhälfte wird daher gemäß der Erfindung der Wert (p = ioo" und als oberste Grenze in der hinteren Radhälfte der Wert (p = 26o° angegeben.The above requirement for a moderate speed of rotation of the blades could undoubtedly be achieved with a flight angle curve which has the shape of a sine curve. However, this form of the wing angle curve is unusable for various reasons. The rising branch of the sinusoidal curve in the first area of the front half of the wheel and the falling branch in the opposite last area of the rear half of the wheel would result in a too rapid increase in the angle of attack and thus the risk of the flow separating, in spite of the favorable separation given by the non-stationary movement Bringing relationships into place. On the other hand, the blade efficiency is variable along the blade circle. During the normal cutting movement, it rises steadily from its zero value, he <p = 0 °, and reaches its actual value in the vicinity of that circumferential angle. at which the winged bird has its highest value. So that the overall efficiency is now high, all those parts of the circumference that have a high wing efficiency should transmit as high a proportion of the overall power as possible. The blades must therefore work in diesel areas with a significantly larger intrinsic angle than in the areas with poorer blade efficiency. The area of high wing efficiency lies between (i, = go ° and g. = 18o °. In this area, however, the power share of a wing control according to a sinusoidal curve is only small because of the rapidly decreasing wing angle and thus also the angle of attack Therefore, according to the invention, the circumferential angle must lie in the front half of the wheel at a significantly higher and in the rear half of the wheel 1> e1 a significantly lower value than the reversal point of the sine curve (9o or 27o °) Vane angle curves for various maximum vane angle values in the front wheel half are therefore given according to the invention as the value (p = 100 ”and the value (p = 26o °) as the uppermost limit in the rear wheel half.

Für den maximalen Flügelwinkel s"", = 500 wurde demnach der Umkehrpunkt bei einem (p-Wert liegen, der in der vorderen Radhälfte etwa zwischen ioo und 1300 und in der hinteren Radhälfte zwischen 23o und 26o° liegt. Füreinen Flügelwinkel 8""x = 60' ergeben sich etwa die Bereiche von 1o5 bis 140' bzw. 220 bis 255'.For the maximum wing angle s "", = 500 the reversal point would be at a (p-value, which is between 100 and 1300 in the front half of the wheel and between 23o and 26o ° in the rear half of the wheel. For a wing angle of 8 "" x = 60 ' results in the ranges from 105 to 140' or 220 to 255 '.

Nach einem weiteren Vorschlag der Erfindung soll die Steuerung der Flügelschwingung weiterhin derart ausgebildet werden, daß bei einem Schwenkpunkt innerhalb der oben angegebenen Grenzen die Flügel ini Vorlaufquadranten sowie im vorderen und hinteren Quadranten oder wenigstens im Vorlaufquadranten und in einem wesentlichen Teil des vorderen und hinteren Quadranten mit einer Steigung = i oder sogar größer oder etwas kleiner als i arbeiten. Ein nach den Vorschriften dieser Frfindung gebauter Propeller ergibt einen hohen Gesamtwirkungsgrad. Außerdem bleibt die Drehgeschwindigkeit der Flügel um ihre Achse in mäßigen Grenzen und ist insbesondere kleiner als bei der Flügelbewegung nach dem strengen Normalenschnittgesetz.According to a further proposal of the invention, the control of the Vane vibration can still be formed in such a way that at a pivot point within the limits given above, the wings ini leading quadrants as well as in front and rear quadrants or at least in the leading quadrant and in one essential part of the front and rear quadrants with a slope = i or even bigger or slightly smaller than i work. One according to the rules of this Invention built propellers result in a high overall efficiency. In addition, remains the speed of rotation of the blades about their axis within moderate limits and is particular smaller than with the wing movement according to the strict law of normal intersection.

Zur weiteren Erläuterung der Erfindung dient die "Zeichnung. Dort ist in Abb. i der Flügelkreis mit den üblichen Kennzeichnungen dargestellt, während in Abb. 2 einige Flügelwinkelkurven gezeigt sind.The drawing serves to further explain the invention is shown in Fig. i the wing circle with the usual markings, while Fig. 2 shows some wing angle curves.

Der Flügelkreis i nach Abb. i werde von den Flügeln in der durch den Pfeil 2 angegebenen Richtung durchlaufen. Für die angegebene Vorschubrichtung 3 liegt darin (las Steuerzentrum N links vom Nullpunkt o. Der rechte Endpunkt des Querdurchmessers .4 sei der Umfangspunkt g) = 0/36o0, die vordere lZadhälfte reicht von (p = o0 bis 9p = 18o0 und die hintere Radhälfte von (p = 18o0 bis (p = 36o0, der Vorlaufquadrant von ( = 3150 bis (p = 45° und der Rücklaufquadrant von (p = 1350 bis #C = 225'. Das Flügelprofil ist mit 5 bezeichnet.The wing circle i according to Fig. I will be traversed by the wings in the direction indicated by arrow 2. For the specified feed direction 3 is (read control center N to the left of the zero point o. The right end point of the transverse diameter .4 is the circumferential point g) = 0 / 36o0, the front half of the wheel ranges from (p = o0 to 9p = 18o0 and the rear half of the wheel from (p = 18o0 to (p = 36o0, the forward quadrant from (= 3150 to (p = 45 ° and the return quadrant from (p = 1350 to #C = 225 '). The wing profile is denoted by 5.

1n Abb. 2 ist über dem Umfangswinkel (p für die vordere Radhälfte der Flügelwinkel s aufgetragen. Bei einer strengen Normalenschnittkinematik ist der geometrische Ort für den Höchstwert des Flügelwinkels e (also für den Umkehrpunkt der Flügelwinkelkurve) die Verbindungsgerade 6 zwischen <lein Umfangswinkel (f= 9o0 für F = o0 (Stei-(rungsmaß ;o = o) und dein Umfangswinkel T = 18o0 mit F = 9o0 (Steigungsmaß (io = i). Für eine Normalenschnittbewegung mit einem Steigungsmaß io = o,9 ist eine Flügelwinkelkurve eingezeichnet und mit 7 bezeichnet; außerdem eine Flügelwinkelkurve 8 für das Steigungsmaß io = 0,75. Der Flügelwinkelverlauf eines mit der konstanten Steigung i. = i arbeitenden Mittelläufers (Kirsten) ist ebenfalls eingezeichnet und mit dem Bezugszeichen 9 versehen. Wie ersichtlich, liegen die allmählich von Null ansteigenden Winkelwerte des Schnelläufers (Kurve 7) etwas unterhalb der Werte für den Mittelläufer. Die wesentlichen Unterschiede zwischen dem Mittelläufer und dem Schnelläufer werden bei hohem Steigungsmaß erst in der Nähe des Umfangswinkels (p = r8o° erkennbar. Beim Mittelläufer ist die Drehgeschwindigkeit der Schaufel um ihre Drehachse auf dem ganzen Umfang konstant, während beim Schnelläufer bei hohen Steigungswerten die Drehgeschwindigkeit der Flügel stark wechselt und entsprechend dem steilen Abfallen der Kurve 7 sehr hohe Werte annimmt. Im Gegensatz hierzu wird gemäß der Erfindung etwa eine Flügelwinkelkurve vorgeschlagen, wie sie durch die Kurve io dargestellt ist. Diese Kurve steigt wesentlich schneller an als die Kurve 7, sogar schneller als die Mittelläuferkennlinie, erreicht ihren Höchstwert von e"""x = 6¢0 bei 99 = 1360, während die Kurve 7 für eine strenge Normalenschnittbewegung diesen Wert erst bei 99 = 1550 erreicht und fällt dann wesentlich langsamer als diese Kurve ab. Zum Vergleich ist auch noch die Sinuskurve i i eingetragen. Der Bereich, innerhalb dessen nach der Erfindung der Umkehrpunkt der Flügelwinkelkurven liegen soll, ist durch Strichelung eingegrenzt. Wie ersichtlich, sind die Kurven 7 und io im wesentlichen affin zueinander. Geringe Ab"veichungen können, wie Versuche zeigen, zugelassen werden, ohne daß der Gesamtwirkungsgrad eine merkliche Änderung erfährt. Diese Erkenntnis ermöglicht für die praktische Verwirklichung der erfindungsgemäßen Flügelbewegung die Verwendung besonders einfacher Bewegungsorganismen. Die beispielsweise gezeigte neue Flügelwinkelkurve ist nämlich auch annähernd affin zu jener Normalenschnittbewegung, Kurve 12, deren Flügelwinkelhöchstwertbei dem gleichen Umfangswinkel qg=1360 liegt. Somit läßt sich die günstigste Flügelwinkelkurve 1o aus einer Normalenschnittbewegung mit kleinererp Steigungsmaß durch Anwendung einer im wesentlichen konstanten Winkelübersetzung erzeugen, die sich mechanisch durch geeignete Wahl der Hebellängen o. dgl. im Flügelantriebsgestänge einer Kinematik für das übliche strenge Normalenschnittgesetz erzielen läßt.1n Fig. 2 is plotted against the circumferential angle (p for the front half of the wheel, the wing angle s. With strict normal section kinematics, the geometric location for the maximum value of the wing angle e (i.e. for the reversal point of the wing angle curve) is the connecting straight line 6 between <lein circumferential angle (f = 9o0 for F = o0 (pitch (o = o) and your circumferential angle T = 18o0 with F = 9o0 (pitch (io = i). For a normal cutting movement with a pitch io = o.9 a wing angle curve is drawn and denoted by 7; also a vane angle curve 8 for the pitch dimension io = 0.75. The vane angle profile of a center rotor (Kirsten) working with the constant pitch i Zero increasing angle values of the fast runner (curve 7) slightly below the values for the middle runner. The main differences between the middle runner and the fast runner In the case of a high degree of incline, protrusions are only noticeable in the vicinity of the circumferential angle (p = r8o °. In the case of the central rotor, the speed of rotation of the blade around its axis of rotation is constant over the entire circumference, while in the case of the high-speed rotor the speed of rotation of the blades changes sharply at high incline values and, corresponding to the steep slope of curve 7, assumes very high values. In contrast to this, according to the invention, for example, a vane angle curve is proposed, as shown by the curve io. This curve rises significantly faster than curve 7, even faster than the central runner characteristic, reaches its maximum value of e """x = 6 ¢ 0 at 99 = 1360, while curve 7 for a strict normal cutting movement only reaches this value at 99 = 1550 and then falls significantly more slowly than this curve. For comparison, the sine curve ii is also entered. The area within which the reversal point of the vane angle curves should lie according to the invention is delimited by dashed lines. As can be seen, the curves 7 and io tests show that slight deviations can be permitted without the overall efficiency being noticeably changed. This knowledge enables the use of particularly simple movement organisms for the practical implementation of the wing movement according to the invention. The new vane angle curve shown as an example is also approximately affine to that normal intersection movement, curve 12, whose maximum vane angle value is at the same circumferential angle qg = 1360. Thus, the most favorable wing angle curve 1o can be generated from a normal cutting movement with a smaller pitch by using an essentially constant angular translation, which can be achieved mechanically by a suitable choice of lever lengths or the like in the wing drive linkage of a kinematics for the usual strict normal cutting law.

Zur Vereinfachung sind die Betrachtungen an Hand der Abb. 2 nur auf den vorderen Flügelhalbkreis erstreckt worden. Sie haben aber ihre Gültigkeit in gleicher Weise auch für den hinteren Flügelhalbkreis ((p = 18o bis 36o0), für welchen symmetrisch zu (p = 18o0 die gleichen Flügelwinkel, lediglich mit negativen Vorzeichen (Flügelkopf einwärts) zu wählen sind, wenn dabei von dem bekannten Belastungsausgleich zwischen vorderer und hinterer Radhälfte abgesehen wird, der für die hintere Radhälfte etwas größere Flügelwinkelwerte erfordert als für die vordere. Die oben erwähnte, in kleinen Grenzen zulässige Abweichung von der strengen Affinität der Kurven läßt auch eine geringe Abweichung von der Symmetrie der Flügelwinkel im vorderen und hinteren Flügelhalbkreis zu. Dadurch ist es ohne weiteres möglich, die Flügelwinkel im hinteren Halbkreis größer zu halten als im vorderen, um so dem Umstand Rechnung zu tragen, daß der hinteren Radhälfte Wasser zuströmt, das durch die vordere Radhälfte bereits beschleunigt wurde.For the sake of simplicity, the considerations on the basis of Fig. 2 are only given the front wing semicircle has been extended. But they are valid in in the same way for the rear wing semicircle ((p = 18o to 36o0), for which symmetrical to (p = 18o0 the same wing angle, only with a negative sign (Wing head inwards) are to be selected if the known load compensation is used between the front and rear wheel halves is disregarded for the rear Wheel half requires slightly larger wing angle values than for the front. The above mentioned, within small limits admissible deviation from the strict affinity of Curves also leaves a slight deviation from the symmetry of the wing angles in the front and rear wing semicircle to. This makes it easily possible to adjust the wing angle to keep larger in the back semicircle than in the front, in order to take account of the fact to bear that the rear wheel half water flows through the front wheel half has already been accelerated.

Claims

PATENT CLAIMS: 1. Impeller propeller with axially parallel blades that execute a controlled oscillating movement about their axis and a control center located within the blade circle and a blade drive linkage connecting the control center to the blade shafts , characterized in that the largest oscillation deflection, ie the largest blade angle (@ ", ax) is achieved in the front and rear wheel halves at a circumferential angle (q9) which is between a circumferential angle of about 100 ° in the front wheel half and 26o ° in the rear wheel half on the one hand and a circumferential angle on the other hand, at which by means of one for the same maximum wing angle designed strict normal section kinematics this largest wing angle is achieved.

2. Flügelradpropeller according to claim i, characterized in that the wings are controlled such that the slope is in a large part of the periphery, in particular between 99 ° and 26o = y = ioo ° greater than i.

3. Impeller propeller according to claim i or 2, characterized in that the reversal point (pivot point) for propellers with a high degree of loading closer to the turning point of strict normal cutting kinematics is set for the same maximum wing angle value as for propellers with a small Degree of exposure.

4. Impeller propeller according to claims i to 3, characterized in that that a curve is selected for the wing angle curve, which becomes a wing angle curve strict normal cutting kinematics with a smaller, but the same circumferential angle lying wing angle maximum value is affine.

5. Impeller propeller according to the claims i to 4, characterized in that the wing angle curve is kinematically different from the affine Curve derived by an angular translation that is essentially constant over the circumference will.