ES2587879T3 - Un porta-satélites para un engranaje planetario - Google Patents
Un porta-satélites para un engranaje planetario Download PDFInfo
- Publication number
- ES2587879T3 ES2587879T3 ES13156305.8T ES13156305T ES2587879T3 ES 2587879 T3 ES2587879 T3 ES 2587879T3 ES 13156305 T ES13156305 T ES 13156305T ES 2587879 T3 ES2587879 T3 ES 2587879T3
- Authority
- ES
- Spain
- Prior art keywords
- satellite
- wheels
- terminal section
- support structure
- support
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16H—GEARING
- F16H57/00—General details of gearing
- F16H57/08—General details of gearing of gearings with members having orbital motion
- F16H57/082—Planet carriers
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Retarders (AREA)
- General Details Of Gearings (AREA)
Abstract
Un porta-satélites (101, 201) para un engranaje planetario, comprendiendo el porta-satélites: - una primera sección terminal (102, 202) para soportar los primeros extremos de los ejes de las ruedas satélites del engranaje planetario, - una segunda sección terminal (103) para soportar los segundos extremos de los ejes de las ruedas satélites, y - una estructura de soporte (104) conectada a la primera y la segunda sección terminal y localizada entre la primera y la segunda sección terminal en la dirección axial de las ruedas satélites y entre las ruedas satélites en la dirección circunferencial del porta-satélites. en el que la primera sección terminal está fijada a la estructura de soporte de modo que al menos una parte de la primera sección terminal sea separable de manera no destructiva de la estructura de soporte, caracterizado por que la primera sección terminal comprende sectores separados (206-209) comprendiendo cada uno de ellos una parte para soportar al menos uno de los primeros extremos de los ejes de las ruedas satélites y que se fija a la estructura de soporte de modo que cada uno de los sectores sea separable de manera no destructiva de la estructura de soporte.
Description
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
55
60
65
DESCRIPCION
Un porta-satelites para un engranaje planetario Campo de la invencion
La invencion se refiere a un porta-satelites para un engranaje planetario. Ademas, la invencion se refiere a un engranaje planetario.
Antecedentes
Un engranaje planetario comprende un porta-satelites, un eje planetario, un engranaje de corona y unas ruedas satelites soportadas por el porta-satelites, de modo que las ruedas satelites se engranan con el eje planetario y con el engranaje de corona. El porta-satelites en su forma mas simple comprende una primera seccion terminal para soportar los primeros extremos de los ejes de las ruedas satelites y una segunda seccion terminal para soporte de los segundos extremos de los ejes de las ruedas satelites. En muchos casos, sin embargo, un porta-satelites de la clase descrita anteriormente puede ser mecanicamente demasiado elastico, es decir no suficientemente ngido, y por ello las posiciones de las ruedas satelites con respecto al eje del planetario y al engranaje de corona no son necesariamente las deseadas, especialmente durante unas condiciones de carga elevada. Esto puede producir un desgaste excesivo de los dientes de las ruedas satelites, los dientes del eje planetario y los dientes del engranaje de corona.
Para incrementar la rigidez mecanica, muchos porta-satelites comprenden una estructura de soporte que esta entre la primera y la segunda seccion terminal, en la direccion axial de las ruedas satelites. Un inconveniente relativo a la estructura de soporte es que complica el montaje y desmontaje de las ruedas satelites del engranaje planetario. Por lo tanto, la estructura de soporte puede complicar el mantenimiento del engranaje planetario. Por ello, con frecuencia se llega a un compromiso entre la rigidez mecanica del porta-satelites y la complejidad del mantenimiento del engranaje planetario.
La publicacion JP2007071273 desvela un porta-satelites que comprende una placa terminal que puede separarse de manera no destructiva de la estructura de soporte de modo que facilite el mantenimiento del engranaje planetario.
Sumario
A continuacion se presenta un sumario simplificado para facilitar una comprension basica de algunos aspectos de diversas realizaciones de la invencion. El sumario no es una vision general extensa de la invencion. No tiene por objeto ni identificar elementos clave o cnticos de la invencion ni delimitar el alcance de la invencion. El siguiente sumario presenta meramente algunos conceptos de la invencion en una forma simplificada como preludio de una descripcion mas detallada de ejemplos de realizacion de la invencion.
De acuerdo con la presente invencion, se proporciona un nuevo porta-satelites para un engranaje planetario. Un porta-satelites de acuerdo con la invencion comprende:
- una primera seccion terminal para soportar los primeros extremos de los ejes de las ruedas satelites del engranaje planetario,
- una segunda seccion terminal para soportar los segundos extremos de los ejes de las ruedas satelites, y
- una estructura de soporte conectada a la primera y la segunda seccion terminal y localizada entre la primera y la segunda seccion terminal en la direccion axial de las ruedas satelites y entre las ruedas satelites en la direccion circunferencial del porta-satelites.
La primera seccion terminal anteriormente mencionada se fija a la estructura de soporte de modo que al menos una parte de la primera seccion terminal sea separable de manera no destructiva de la estructura de soporte. La primera seccion terminal comprende sectores separados, comprendiendo cada uno una parte para soportar al menos uno de los primeros extremos de los ejes de las ruedas satelites y que se fijan a la estructura de soporte de modo que cada uno de los sectores sea separable de manera no destructiva de la estructura de soporte. La primera seccion terminal puede fijarse, por ejemplo, pero no necesariamente, a la estructura de soporte con tornillos y puede haber muescas que coincidan mutuamente en la estructura de soporte y en la primera seccion terminal de modo que transfieran el par entre la estructura de soporte y la primera seccion terminal.
El hecho de que al menos una parte de la primera seccion terminal pueda separarse de la estructura de soporte facilita el mantenimiento del engranaje planetario debido a que, tras la retirada de la primera seccion terminal o de su parte separable, las ruedas satelites pueden retirarse e instalarse sustancialmente con mas facilidad que en los casos en los que se trata de un porta-satelites tradicional de una sola pieza.
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
55
60
65
De acuerdo con la presente invencion, se proporciona tambien un nuevo engranaje planetario que comprende:
- un eje planetario,
- un engranaje de corona,
- ruedas satelites, y
- un porta-satelites de acuerdo con la invencion para soportar las ruedas satelites de modo que las ruedas satelites se engranen con el eje planetario y con el engranaje de corona.
Se describen en las reivindicaciones independientes adjuntas un cierto numero de realizaciones no limitativas y ejemplos de realizacion de la invencion.
Diversas realizaciones no limitativas e ilustrativas de la invencion tanto relativas a construcciones como a metodos de operacion, junto con los objetos y ventajas adicionales de las mismas, se entenderan mejor a partir de la siguiente descripcion de ejemplos de realizacion espedficos cuando se leen en relacion con los dibujos adjuntos.
Los verbos “comprender” e “incluir” se usan en el presente documento como limitaciones abiertas que ni excluyen ni requieren la existencia de caractensticas no enumeradas. Las caractensticas enumeradas en las reivindicaciones dependientes pueden combinarse mutuamente libremente a menos que se indique explfcitamente lo contrario. Ademas, se debe entender que el uso de “un” o “una” a lo largo del presente documento no excluye una pluralidad.
Breve descripcion de las figuras
Los ejemplos de realizacion de la invencion y sus ventajas se explican con mayor detalle a continuacion en el sentido de los ejemplos y con referencia a los dibujos adjuntos, en los que:
las figuras 1a, 1b y 1c ilustran un engranaje planetario de acuerdo con un ejemplo de realizacion de la invencion,
y
la figura 2 ilustra un engranaje planetario de acuerdo con otro ejemplo de realizacion de la invencion.
Descripcion de las realizaciones
Las figuras 1a, 1b y 1c ilustran un engranaje planetario de acuerdo con una ejemplo de realizacion de la invencion. La figura 1a muestra una vista de una seccion tomada a lo largo de la lmea B-B mostrada en las figuras 1b y 1c, la figura 1b muestra una vista de la seccion tomada a lo largo de la lmea A-A mostrada en la figura 1a, y la figura 1c muestra una vista de una seccion tomada a lo largo de la lmea C-C que se muestra en la figura 1a. El engranaje planetario comprende un eje planetario 111, un engranaje de corona 112, ruedas satelites 113, 114, 115 y 116 y un porta-satelites 101 de acuerdo con un ejemplo de realizacion de la invencion para soportar las ruedas satelites, de modo que las ruedas satelites se engranen con el eje planetario y con el engranaje de corona tal como se ilustra en las figuras 1a y 1c. El porta-satelites 101 comprende una seccion de conexion 117 que puede conectarse a un sistema mecanico externo, por ejemplo, pero no necesariamente, a un rotor de una turbina eolica. El porta-satelites 101 comprende una primera seccion terminal 102 para soportar los primeros extremos de los ejes de la rueda satelite 113-116. El porta-satelites 101 comprende una segunda seccion terminal 103 para soportar los segundos extremos de los ejes de las ruedas satelites. El porta-satelites 101 comprende ademas una estructura de soporte 104 conectada a la primera y la segunda seccion terminal 102 y 103. La estructura de soporte esta situada entre la primera y la segunda seccion terminal en la direccion axial de las ruedas satelites y entre las ruedas satelites en la direccion circunferencial del porta-satelites. La direccion axial es la direccion del eje Z en el sistema de coordenadas 199 mostrado en las figuras 1a, 1b y 1c. La direccion circunferencial es la direccion a lo largo de la circunferencia del engranaje de corona 112.
La primera seccion terminal 102 del porta-satelites 101 se fija a la estructura de soporte 104 de modo que la primera seccion terminal 102 sea separable de manera no destructiva de la estructura de soporte 104. En el ejemplo del caso ilustrado en las figuras 1a, 1b y 1c, la primera seccion terminal 102 se fija a la estructura de soporte 104 con la ayuda de tornillos. Uno de los tornillos esta indicado con un numero de referencia 105 en la figura 1a. Puede haber, por ejemplo, pero no necesariamente, muescas mutuamente coincidentes en la estructura de soporte 104 y en la primera seccion terminal 102 de modo que transfieran el par entre la estructura de soporte 104 y la primera seccion terminal 102. El hecho de que la primera seccion terminal 102 pueda separarse de la estructura de soporte 104 facilita el mantenimiento del engranaje planetario debido a que, tras la retirada de la seccion terminal 102, las ruedas satelites pueden extraerse e instalarse sustancialmente en la direccion axial de la rueda satelite, es decir las ruedas satelites pueden retirarse sustancialmente en la direccion z positiva de un sistema de coordenadas 199 e instalarse sustancialmente en la direccion z negativa del sistema de coordenadas 199.
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
55
60
65
En el ejemplo del caso ilustrado en las figuras 1a, 1b y 1c, la estructura de soporte 104 se conecta a los cercos exteriores de la primera y la segunda seccion terminal 102 y 103. Tal como se ha ilustrado en la figura 1c, la estructura de soporte 104 esta configurada para estar tan separada del eje geometrico de rotacion del eje planetario 111 y el eje geometrico de rotacion de las ruedas satelites 113-116 esta configurado para estar tan cerca del eje de rotacion geometrico del eje planetario, que el diametro maximo D de las ruedas satelites puede ser al menos el 90 %, o mas ventajosamente al menos el 95 %, de la distancia d entre los ejes geometricos de rotacion de las ruedas satelites adyacentes. El diametro maximo D y la distancia d se ilustran en la figura 1b. El diametro maximo D es el diametro del cfrculo mas pequeno que puede envolver cada una de las ruedas satelites 113-116. Por ello, los dientes de las ruedas satelites estan incluidos en el diametro maximo D. La relacion de engranajes entre el eje planetario 111 y el porta-satelites 101 es de Dr/Ds + 1, en la que Dr es el diametro del engranaje de corona y Ds es el diametro del eje planetario. El diametro Ds del eje planetario no puede ser mas pequeno que:
Dr - 2 X Dmax,
en la que Dmax es el D mas grande posible, es decir el mayor diametro maximo posible de las ruedas satelites. Como la estructura de soporte 104 esta disenada de modo que permita que el diametro maximo D de las ruedas satelites sea al menos el 90 % de la distancia d entre los ejes de rotacion geometricos de ruedas satelites adyacentes, es posible conseguir una relacion de engranajes relativamente alta. En el porta-satelites 101, se utiliza el hecho de que la parte mas exterior radialmente de la estructura de soporte 104 es la que mas contribuye a la rigidez mecanica. Por lo tanto, la relacion de engranajes puede incrementarse sin sacrificar sustancialmente la rigidez mecanica.
La figura 2 ilustra un porta-satelites 201 de acuerdo con un ejemplo de realizacion de la invencion. El porta-satelites comprende una primera seccion terminal 202 para soportar los primeros extremos de los ejes de las ruedas satelites 213, 214, 215 y 216 de un engranaje planetario, de modo que los ejes geometricos de rotacion de las ruedas satelites esten montados a intervalos sustancialmente uniformes sobre una periferia del drculo. El porta-satelites comprende una segunda seccion terminal para soportar los segundos extremos de los ejes de las ruedas satelites. La segunda seccion terminal no se muestra en la figura 2 pero la segunda seccion terminal puede ser acorde a lo que se ilustra en la figura 1a. El porta-satelites comprende una estructura de soporte conectada a la primera y la segunda seccion terminal y localizada entre la primera y la segunda seccion terminal en la direccion axial de las ruedas satelites y entre las ruedas satelites en la direccion circunferencial del porta-satelites. La estructura de soporte no se muestra en la figura 2, pero la estructura de soporte puede ser acorde a lo que se ilustra en las figuras 1a y 1c. En el ejemplo del caso ilustrado en la figura 2, la primera seccion terminal 202 del porta-satelites 201 comprende sectores separados 206, 207, 208 y 209. Cada uno de los sectores 206-209 comprende una parte para soportar uno de los primeros extremos de los ejes de las ruedas satelites y cada uno de los sectores 206-209 se fija a la estructura de soporte de modo que cada uno de los sectores 206-209 sea separable y extrafble de manera no destructiva de la estructura de soporte. En el ejemplo del caso ilustrado en la figura 2, los sectores 206-209 se fijan a la estructura de soporte con la ayuda de tornillos. Uno de los tornillos esta indicado con un numero de referencia 205 en la figura 2. Puede haber, por ejemplo, pero no necesariamente, muescas mutuamente coincidentes en la estructura de soporte y en cada uno de los sectores 206-209, de modo que se transfiera el par entre la estructura de soporte y los sectores 206-209. El hecho de que cada uno de los sectores 206-209 sea separable y extrafble de manera no destructiva de la estructura de soporte facilita el mantenimiento del engranaje planetario debido a que, tras la retirada de uno de los sectores, la rueda satelite respectiva puede retirarse e instalarse sustancialmente en la direccion axial de la rueda satelite, es decir la rueda satelite puede extraerse sustancialmente en la direccion z positiva de un sistema de coordenadas 299 mostrado en la figura 2 e instalarse sustancialmente en la direccion z negativa del sistema de coordenadas 299. En el ejemplo del caso ilustrado en la figura 2, cada uno de los sectores soporta una de las ruedas satelites. Es posible tambien que haya dos sectores soportando cada uno dos de las ruedas satelites.
Las primeras secciones terminales de los porta-satelites 101 y 201 ilustrados en las figuras 1a y 1b y en la figura 2 estan conformadas para comprender voladizos que sobresalen hacia el eje geometrico de simetna rotacional del eje planetario de modo que cada uno de los voladizos este configurado para soportar uno de los primeros extremos de los ejes de las ruedas satelites. En la figura 2, los voladizos se indican con un numero de referencia 210. La finalidad de la forma que incluye los voladizos anteriormente mencionados es maximizar el area abierta que rodea a la primera seccion terminal de modo que facilite ademas el mantenimiento del engranaje planetario.
En los ejemplos de engranajes planetarios ilustrados en las figuras 1a-1c y 2, el numero de ruedas satelites es cuatro. Es posible tambien, sin embargo, que el numero de ruedas satelites sea superior o inferior a cuatro.
En los ejemplos de los casos ilustrados en las figuras 1a-1c y 2, el engranaje de corona es fijo y el porta-satelites y el eje planetario son giratorios. Es posible tambien que el porta-satelites sea fijo y que el eje satelite y el engranaje de corona sean giratorios. Ademas, tambien es posible que el eje planetario sea fijo y que el porta-satelites y el engranaje de corona sean giratorios. Independientemente de si el eje planetario es giratorio o no, el eje planetario tiene un eje de simetna geometrico de rotacion que se menciona en las reivindicaciones adjuntas.
En los ejemplos de los casos ilustrados en las figuras 1a-1c y 2, toda la segunda seccion terminal es separable de manera no destructiva de la estructura de soporte. Sin embargo, tambien es posible que en algunos ejemplos de
realizacion de la invencion solo una parte o partes de la segunda seccion terminal sea(n) separable(s) de manera no destructiva de la estructura de soporte. Por ejemplo, en relacion con el caso ilustrado en la figura 2, podna ser suficiente, en algunos casos que solo dos de los sectores, por ejemplo los sectores 209 y 207, sean separables de manera no destructiva de la estructura de soporte y los sectores 206 y 208 sean parte integral de la estructura de 5 soporte, es decir no extrafbles.
Los ejemplos espedficos proporcionados en la descripcion aportada anteriormente no debenan interpretarse como limitativos de la aplicabilidad y/o interpretacion de las reivindicaciones adjuntas.
Claims (8)
- 510152025303540455055REIVINDICACIONES1. Un porta-satelites (101, 201) para un engranaje planetario, comprendiendo el porta-satelites:- una primera seccion terminal (102, 202) para soportar los primeros extremos de los ejes de las ruedas satelites del engranaje planetario,- una segunda seccion terminal (103) para soportar los segundos extremos de los ejes de las ruedas satelites, y- una estructura de soporte (104) conectada a la primera y la segunda seccion terminal y localizada entre la primera y la segunda seccion terminal en la direccion axial de las ruedas satelites y entre las ruedas satelites en la direccion circunferencial del porta-satelites.en el que la primera seccion terminal esta fijada a la estructura de soporte de modo que al menos una parte de la primera seccion terminal sea separable de manera no destructiva de la estructura de soporte, caracterizado por que la primera seccion terminal comprende sectores separados (206-209) comprendiendo cada uno de ellos una parte para soportar al menos uno de los primeros extremos de los ejes de las ruedas satelites y que se fija a la estructura de soporte de modo que cada uno de los sectores sea separable de manera no destructiva de la estructura de soporte.
- 2. Un porta-satelites de acuerdo con la reivindicacion 1, en el que cada uno de los sectores (206-209) de la primera seccion terminal esta configurado para soportar uno y solo uno de los primeros extremos de los ejes de las ruedas satelites.
- 3. Un porta-satelites de acuerdo con la reivindicacion 1 o 2, en el que la primera seccion terminal esta conformada para comprender voladizos (210) que sobresalen hacia un eje geometrico de simetna rotacional del eje planetario de modo que cada uno de los voladizos este configurado para soportar uno y solo uno de los primeros extremos de los ejes de la rueda satelite.
- 4. Un porta-satelites de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1-3, en el que la estructura de soporte esta conectada a los bordes exteriores de la primera y la segunda seccion terminal y esta configurada de modo que este tan separada del eje geometrico de simetna rotacional de un eje planetario del engranaje planetario y los ejes geometricos de rotacion de las ruedas satelites estan configurados para estar tan proximos al eje geometrico de simetna rotacional del eje planetario, que un diametro maximo (D) de las ruedas satelites es capaz de ser al menos el 90 % de una distancia (d) entre los ejes geometricos de rotacion de ruedas satelites adyacentes.
- 5. Un porta-satelites de acuerdo con la reivindicacion 4, en el que la estructura de soporte esta configurada de modo que este tan separada del eje geometrico de simetna rotacional del eje planetario y los ejes geometricos de rotacion de las ruedas satelites estan configurados para estar tan proximos al eje geometrico de simetna rotacional del eje planetario, que el diametro maximo de las ruedas satelites es capaz de ser al menos el 95 % de la distancia entre los ejes geometricos de rotacion de ruedas satelites adyacentes.
- 6. Un porta-satelites de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1-5, en el que el porta-satelites esta configurado para soportar al menos cuatro ruedas satelites.
- 7. Un porta-satelites de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1-6, en el que el porta-satelites comprende muescas mutuamente coincidentes en la estructura de soporte y en la primera seccion terminal de modo que se transfiera al par entre la estructura de soporte y la primera seccion terminal.
- 8. Un engranaje planetario que comprende:- un eje planetario (111,211),- un engranaje de corona (112),- ruedas satelites (113-116, 213-216), y- un porta-satelites (101, 201) de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1-7 para soportar las ruedas satelites de modo que las ruedas satelites se engranen con el eje planetario y con el engranaje de corona.
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| EP13156305.8A EP2770231B1 (en) | 2013-02-22 | 2013-02-22 | A planet wheel carrier for a planetary gear |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| ES2587879T3 true ES2587879T3 (es) | 2016-10-27 |
Family
ID=47750484
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ES13156305.8T Active ES2587879T3 (es) | 2013-02-22 | 2013-02-22 | Un porta-satélites para un engranaje planetario |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US9086134B2 (es) |
| EP (1) | EP2770231B1 (es) |
| KR (1) | KR102225250B1 (es) |
| CN (1) | CN104006148B (es) |
| BR (1) | BR102014003869A2 (es) |
| CA (1) | CA2843255C (es) |
| DK (1) | DK2770231T3 (es) |
| ES (1) | ES2587879T3 (es) |
| HK (1) | HK1196657A1 (es) |
Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DK2770230T3 (en) * | 2013-02-22 | 2016-05-30 | Moventas Gears Oy | The planet wheel carrier for a planetary gear |
| EP3306139A4 (en) * | 2015-05-29 | 2019-02-27 | Harmonic Drive Systems Inc. | SERIES OF PLANETARY GEAR DEVICES |
| WO2017032260A1 (zh) * | 2015-08-21 | 2017-03-02 | 吴瑜华 | 具有高传动精度的行星减速机 |
| DE102016211559A1 (de) * | 2016-06-28 | 2017-12-28 | Siemens Aktiengesellschaft | Antriebssystem zum Antreiben einer Komponente mit einer Elektromotoreinheit und einer Getriebeeinheit |
Family Cites Families (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5470286A (en) * | 1994-07-29 | 1995-11-28 | General Motors Corporation | Reaction carrier assembly having zero relative pin deflection |
| JP3934336B2 (ja) * | 2000-12-21 | 2007-06-20 | 住友重機械工業株式会社 | 単純遊星歯車機構のバックラッシ低減方法及び同機構の製造方法 |
| DE10226796A1 (de) | 2002-06-15 | 2004-01-08 | Deere & Company, Moline | Planetengetriebe |
| JP4451713B2 (ja) * | 2004-05-27 | 2010-04-14 | 日立建機株式会社 | 減速装置 |
| JP4732079B2 (ja) * | 2005-09-06 | 2011-07-27 | ナブテスコ株式会社 | 減速機 |
| CN201090677Y (zh) * | 2007-08-12 | 2008-07-23 | 张国林 | 双支承行星架行星齿轮减速器 |
| ATE462901T1 (de) * | 2007-12-19 | 2010-04-15 | Gamesa Innovation & Tech Sl | Planetare getriebeeinheit mit einem planetenträger mit einer planetendrehplatte |
| DE102009002920B4 (de) * | 2009-05-08 | 2021-01-14 | Zf Friedrichshafen Ag | Anordnung mit einem Planetenradträger und einem Bolzenträger |
| KR100942486B1 (ko) * | 2009-11-17 | 2010-02-12 | 조남준 | 탄력을 이용한 구동체 증속장치 |
| DE102010017464B4 (de) * | 2010-06-18 | 2014-06-26 | Eickhoff Antriebstechnik Gmbh | Planetenträger eines Planetengetriebes sowie Planetengetriebe |
| DE102010040654A1 (de) * | 2010-09-13 | 2012-03-15 | Repower Systems Se | Demontage eines Getriebes einer Windenergieanlage |
-
2013
- 2013-02-22 ES ES13156305.8T patent/ES2587879T3/es active Active
- 2013-02-22 DK DK13156305.8T patent/DK2770231T3/en active
- 2013-02-22 EP EP13156305.8A patent/EP2770231B1/en not_active Not-in-force
-
2014
- 2014-02-19 BR BR102014003869A patent/BR102014003869A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2014-02-19 KR KR1020140018869A patent/KR102225250B1/ko active IP Right Grant
- 2014-02-19 CA CA2843255A patent/CA2843255C/en active Active
- 2014-02-21 US US14/186,709 patent/US9086134B2/en active Active
- 2014-02-24 CN CN201410061968.5A patent/CN104006148B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2014-10-09 HK HK14110080.4A patent/HK1196657A1/zh not_active IP Right Cessation
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| KR102225250B1 (ko) | 2021-03-09 |
| EP2770231B1 (en) | 2016-06-08 |
| EP2770231A1 (en) | 2014-08-27 |
| US20140243143A1 (en) | 2014-08-28 |
| KR20140105388A (ko) | 2014-09-01 |
| BR102014003869A2 (pt) | 2015-12-08 |
| HK1196657A1 (zh) | 2014-12-19 |
| CN104006148B (zh) | 2016-09-07 |
| US9086134B2 (en) | 2015-07-21 |
| DK2770231T3 (en) | 2016-09-19 |
| CA2843255A1 (en) | 2014-08-22 |
| CA2843255C (en) | 2021-01-19 |
| CN104006148A (zh) | 2014-08-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| ES2587879T3 (es) | Un porta-satélites para un engranaje planetario | |
| ES2606879T3 (es) | Turbina eólica de accionamiento directo | |
| EP2487377A3 (en) | Resolver and resolver-rolling bearing unit | |
| PE20070608A1 (es) | Convertidor del par motor y sistema para generar energia | |
| TWI637117B (zh) | Harmonic generator and harmonic gear device | |
| US9115800B2 (en) | Planetary carrier | |
| ES1076087U (es) | Reductor epicicloidal | |
| BR102013028223A2 (pt) | Conjunto de engrenagens planetárias com diversos estágios de engrenagem | |
| WO2015008058A3 (en) | A rotor for an electric motor | |
| WO2013144287A3 (en) | Permanent magnet rotor | |
| ES2611352T3 (es) | Cojinete de pala para el apoyo giratorio de una pala de rotor en el núcleo de rodete de una planta eólica y planta eólica equipada con ello | |
| AR086050A1 (es) | Rueda para vehiculo | |
| ES2748192T3 (es) | Conjunto de rodamientos para un engranaje planetario de un aerogenerador | |
| WO2010083905A3 (de) | Magnetring eines vielpoligen generators einer windenergieanlage | |
| KR102153385B1 (ko) | 유성 기어용 유성 바퀴 캐리어 | |
| ATE465358T1 (de) | Differentialanordnung mit montageöffnungen | |
| WO2011159944A3 (en) | X-ray tube rotating anode | |
| AR113080A1 (es) | Sistema y método de transporte de semillas | |
| RU2014152890A (ru) | Всенаправленное колесо | |
| ES2601383T3 (es) | Turbina eólica con generador de rotor externo | |
| BR102014003867A2 (pt) | elemento portador de roda de engrenagem planeta para uma engrenagem planetária | |
| RU2012108218A (ru) | Парус-колесо | |
| RU2011109618A (ru) | Опорно-кольцевой ротор |