ES2945582T3 - Portasatélites - Google Patents

Abstract

La invención se refiere a un portasatélites que tiene un cubo del lado de la transmisión (1), un carrillo exterior del lado de la transmisión (2a), un carrillo del lado de la transmisión (5) y al menos un alma (4) que conecta los dos carrillos (2a). , 5). La mejilla (5) del lado de salida tiene al menos un asiento de eje (6b) en el lado de salida para cada extremo de un eje planetario en el lado de salida. El portasatélites también tiene un borde interior del lado de transmisión (8) que está dispuesto paralelo al borde exterior del lado de transmisión (2a) y tiene al menos un asiento del eje del lado de transmisión (6a) para cada extremo del lado de transmisión de un planetario. eje. (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)

Description

DESCRIPCIÓN

Portasatélites

La presente invención se refiere a un portasatélites.

En el caso de portasatélites con dos costados, los costados se tuercen uno respecto a otro bajo carga. Además del par que actúa sobre el portasatélites, el grado de torsión depende en gran medida de la construcción del portasatélites. Tal torsión de un portasatélites se muestra en la figura 4 del documento WO2009/083657A1 (Moventas Oy) 09/07/2009.

En el caso de un portasatélites de dos costados, no es posible suprimir la torsión relativa de los dos costados entre sí mediante una modificación del grosor de los dos costados o almas.

Los documentos DE 102011 075915 A1, DE 10334824 A1 y US 2012/0028756 A1 describen portasatélites de dos costados con cubos que sobresalen en ambos lados axiales.

El documento GB 2509242 A describe un portasatélites con una brida de fijación que sobresale radialmente hacia adentro desde un cubo.

Los documentos EP 1045 140 B1 y US 8287421 B2 describen respectivamente un portasatélites de dos costados con una brida de fijación que sobresale radialmente hacia fuera.

También del documento US 2013/0116083 A1 se conoce un portasatélites de dos costados con dos cubos que sobresalen axialmente, formando uno de los cubos una brida de fijación que sobresale radialmente en el extremo que está orientado en sentido contrario a los costados.

El documento US 2004/0259679 A1 da a conocer un portasatélites de dos costados que se puede fijar de forma inmóvil con la ayuda de un disco que está fijado radialmente por fuera a un alma de portasatélites y que sobresale radialmente hacia fuera.

El documento DE 102011 104291 A1 da a conocer un portasatélites de dos costados que está diseñado de una sola pieza dentro de una pieza de carcasa de engranaje fija con una brida de fijación.

El documento JP S 58-13245 A da a conocer un portasatélites de dos costados con una brida de portasatélites configurada como tubo truncado, en el cual una placa flexible que es elásticamente deformable en funcionamiento normal está unida al costado de portasatélites y a un árbol de salida para poder compensar tolerancias posicionales y de fabricación.

El documento US 2013/0035194 A1 divulga un engranaje de helicóptero con un portasatélites de dos costados, en el que un costado del portasatélites discurre en la dirección circunferencial entre ruedas satélite sucesivas.

Del documento US 2016/0146291 A1 se conoce un portasatélites de dos costados fijado de forma inmóvil que presenta un cubo que discurre sustancialmente de forma cónica hasta una brida de fijación.

De los documentos WO 2014/082781 A1 y DE 1 198 937 A1 se conoce respectivamente un engranaje con dos engranajes planetarios que forman respectivamente una etapa de engranaje, en el que los portasatélites de dos costados de las respectivas etapas de engranaje están realizadas en una sola pieza, de modo que el costado del lado de salida del primer portasatélites y el costado del lado de accionamiento del segundo portasatélites forman un costado central común.

Del documento EP 2 105290 A1 se conoce un engranaje planetario para la reducción del número de revoluciones entre una máquina eléctrica y un árbol de prensa de una prensa de conformado para conformar metal, en el cual un par procedente de un árbol solar es transmitido a un tubo truncado, que sobresale en el lado de salida, de un portasatélites de dos costados, y en el cual una brida de conexión de árbol de prensa realizada por separado, que presenta un cubo de salida, está fijada radialmente dentro del tubo truncado que sobresale.

Del documento DE 10334821 A1 se conocen las siguientes características: Portasatélites que presenta un cubo del lado de accionamiento, un costado exterior del lado de accionamiento, un costado del lado de salida, presentando el costado del lado de salida al menos un asiento de eje del lado de salida respectivamente para un extremo del lado de salida de un eje de satélite, al menos un alma que une los dos costados mencionados y un costado interior del lado de accionamiento, que está dispuesto paralelamente al costado exterior del lado de accionamiento y presenta al menos un asiento de eje del lado de accionamiento respectivamente para un extremo del lado de accionamiento de un eje de satélite.

La presente invención tiene el objetivo de proporcionar un portasatélites mejorado.

Este objetivo se consigue de acuerdo con la invención mediante un portasatélites con las características indicadas en la reivindicación 1, un uso con las características indicadas en la reivindicación 11, un engranaje planetario con las características indicadas en la reivindicación 12, un uso con las características indicadas en la reivindicación 14 así como una instalación de energía eólica con las características indicadas en la reivindicación 15.

El portasatélites presenta un cubo del lado de accionamiento, un costado exterior del lado de accionamiento, un costado del lado de salida y al menos un alma que conecta estos dos costados. Los componentes del portasatélites tales como cubos, flancos y asientos de eje del eje de satélite, se diferencian con las definiciones de posición "lado de accionamiento" y "lado de salida" conforme a la introducción del par de un accionamiento en el portasatélites y la evacuación del par del portasatélites a una salida. El costado del lado de salida presenta al menos un asiento de eje del lado de salida respectivamente para un extremo del lado de salida de un eje de satélite. El portasatélites presenta además un costado interior del lado de accionamiento, que está dispuesto paralelamente al costado exterior del lado de accionamiento y presenta al menos un asiento de eje del lado de accionamiento respectivamente para un extremo del lado de accionamiento de un eje de satélite. Un eje de satélite se puede insertar en los asientos de eje correspondientes, que están dispuestos respectivamente en el costado interior del lado de accionamiento y en el costado del lado de salida.

La distinción entre el costado "interior" y el costado "exterior" se define por el hecho de que observando el portasatélites a lo largo del eje de rotación R del portasatélites desde el lado de accionamiento, el costado exterior del lado de accionamiento está más cerca del observador que el costado interior del lado de accionamiento; por lo tanto, el costado exterior del lado de accionamiento se encuentra en una zona "exterior" del portasatélites, mientras que, en relación con ello, el costado interior del lado del accionamiento se encuentra más en una zona "interior" del portasatélites.

El costado interior del lado de accionamiento soporta, a través de sus asientos de eje de satélite los extremos de eje de satélite del lado de accionamiento, y el costado exterior del lado de accionamiento está unido a las almas. Las almas están unidas además al costado del lado de salida. En el costado del lado de salida asimismo se encuentran asientos para los ejes de satélite.

En el lado de accionamiento, el portasatélites tiene dos costados, uno interior y otro exterior. Por el paralelismo de los costados exterior e interior del lado de accionamiento, el portasatélites de acuerdo con la invención ofrece la posibilidad de coordinar la rigidez torsional de la trayectoria de carga interior, que va desde el cubo del lado de accionamiento hasta el asiento de eje del lado de accionamiento, con la rigidez torsional de la trayectoria de carga exterior, que va desde el cubo del lado de salida hasta el asiento de eje del lado de salida, de tal forma que, bajo carga, se produzca una torsión relativa definida del asiento de eje del lado de accionamiento con respecto al asiento de eje del lado de salida. Con una coordinación óptima, los asientos de los dos asientos de eje giran en la misma medida, de modo que el eje de satélite no experimenta ninguna desalineación bajo carga.

La invención proporciona un portasatélites que es relativamente ligero y cuyos costados giran poco o nada entre sí bajo carga.

La invención se basa en el descubrimiento de que el portasatélites es un resorte giratorio, es decir, un resorte de torsión, desde un punto de vista mecánico estructural: Los asientos de los ejes de satélite en los dos costados están unidos entre sí a través de un resorte de torsión. Por lo tanto, una torsión de los costados de portasatélites que se produce bajo carga y la desalineación resultante del eje de satélite solo pueden variarse a través de una variación de la rigidez torsional de dicho resorte de torsión.

Paralelizando la trayectoria de carga desde la zona de la introducción del par en el cubo del lado de accionamiento hasta los asientos de eje de satélite de los costados del lado de accionamiento y del lado de salida, se puede controlar su desplazamiento rotacional relativo bajo carga, a través de la variación de la rigidez de las trayectorias de carga interior y exterior. Por trayectoria de carga se entiende la trayectoria en la que las fuerzas debidas a una carga exterior se transmiten desde el lado de accionamiento al lado de salida a través del portasatélites.

La rigidez torsional de la trayectoria de carga exterior ("larga") está influenciada principalmente a través del grosor y el ancho de las almas y el tamaño de los calados para las ruedas satélite, es decir, la forma de las almas, el grosor de los costados y el diámetro. del cubo del lado de accionamiento. La rigidez torsional de la trayectoria de carga interior ("corta") se ve influida principalmente por el diámetro y el grosor del costado interior del lado de accionamiento y su unión estructural con el portasatélites.

Entre la introducción del par y el primer punto de disipación de par, es decir, los asientos de eje de satélite del lado de accionamiento, la trayectoria de la carga hasta el segundo punto de disipación del par, es decir, los asientos de eje de satélite del lado de salida, está paralelizada de tal manera que las rigideces torsionales de las dos trayectorias se pueden variar por separado uno del otro.

Debido a la separación del flujo de fuerza, la muesca entre los orificios de eje de satélite y el cubo del lado de accionamiento adicionalmente se suaviza o se suprimen las muescas.

Configuraciones ventajosas y variantes de la invención se indican en las reivindicaciones dependientes.

Según una configuración preferente de la invención, el costado interior del lado de accionamiento está fijado al cubo del lado de accionamiento y/o al costado exterior del lado de accionamiento y/o al al menos un alma.

En el caso de que el costado interior del lado de accionamiento está unido al cubo del lado de accionamiento, ambos costados del lado de accionamiento están unidos al cubo del lado de accionamiento. En el caso de la fijación al cubo del lado de accionamiento, resulta ventajoso que esté disponible una trayectoria de carga relativamente larga para la coordinación con la trayectoria de carga del segundo asiento de eje del lado de salida. En el caso de la fijación al costado exterior del lado de accionamiento, resulta ventajoso que se consiga una buena accesibilidad para la limpieza de las transiciones en el caso de piezas fundidas o soldadas. En el caso de la fijación al al menos un alma, resulta ventajoso que se logre una buena accesibilidad para la limpieza de las transiciones en el caso de componentes fundidos o soldados. Además, en este caso son suficientes grosores de pared más pequeños.

De acuerdo con una configuración preferente de la invención, la rigidez torsional de la trayectoria de carga interior, que va desde el cubo del lado de accionamiento hasta el asiento de eje del lado de accionamiento, está coordinada con la rigidez torsional de la trayectoria de carga exterior, que va desde el cubo del lado de salida al asiento de eje del lado de salida, de tal manera que, bajo carga, se produce una torsión relativa definida del asiento de eje del lado de accionamiento con respecto al asiento de eje del lado de salida. La ventaja aquí es que con una coordinación óptima, los dos asientos de eje giran en la misma cantidad, de modo que, bajo carga, el eje de satélite experimenta poca o ninguna desalineación.

El portasatélites se puede utilizar para engranajes de energía eólica. Esto resulta ventajoso porque en las instalaciones de energía eólica se introducen pares muy altos en el portasatélites desde el lado de accionamiento (lado del rotor).

Según una configuración preferente de la invención, el portasatélites se compone de varias partes. Es posible que el portasatélites esté ensamblado a partir de varias piezas individuales por medio de uniones soldadas o uniones roscadas. La ventaja de una composición a partir de varios componentes es que se facilita la fabricación de los costados del lado de accionamiento.

De acuerdo con una forma de realización preferente de la invención, el portasatélites está ensamblado a partir de varias piezas individuales por medio de uniones soldadas, estando dispuestas muescas compensadoras a lo largo de al menos una longitud parcial de las uniones soldadas.

De acuerdo con una forma de realización preferente de la invención, en un portasatélites ensamblado por soldadura de piezas individuales, una o varias piezas individuales son elementos cilíndricos o en forma de disco sencillos. Por ejemplo, el cuerpo base del portasatélites, es decir, el elemento que presenta las almas, puede estar formado por un tubo central con calados para los satélites. Además, la unión del cubo del lado de accionamiento al tubo central puede realizarse a través de un disco de torsión. Todas las soldaduras preferentemente están completamente soldadas y cerradas. Los cordones de soldadura preferentemente están realizadas como cordones redondos, es decir, no hay muescas en el cordón de soldadura. Los cordones de soldadura preferentemente se posicionan de tal manera que se encuentran en zonas relativamente poco solicitadas.

En el portasatélites puede soportarse un número discrecional de satélites. Las ruedas satélite habituales presentan tres o cuatro satélites. Sin embargo, también se pueden insertar menos de tres o más de cuatro ruedas planetarias en el portasatélites.

Todas los costados pueden ser de geometría discrecional, por ejemplo, estar configurados como discos macizos, ruedas con radios o discos abombados. Los costados, en particular el costado interior del lado de accionamiento, pueden tener estrangulamientos y/o calados entre los asientos de eje, a través de cuyos parámetros de diseño como el número, la posición, el tamaño, la forma, etc. se puede influir en la rigidez torsional de los costados.

El portasatélites puede estar hecho de un material discrecional, por ejemplo, hierro fundido, acero o materia sintética, en particular materias sintéticas reforzadas con fibra de vidrio (GRP o CFRP).

A continuación, la invención se describe mediante ejemplos de realización con la ayuda del dibujo adjunto. Muestran respectivamente esquemáticamente y no a escala:

la figura 1 un portasatélites convencional de dos costados en sección longitudinal;

la figura 2 una primera configuración de un portasatélites de acuerdo con la invención con soporte de cubo bilateral, en sección longitudinal;

la figura 3 el portasatélites de acuerdo con la figura 2 con rueda satélite, eje de satélite y cojinete de rueda satélite en sección longitudinal;

la figura 4 otra configuración de un portasatélites de acuerdo con la invención con soporte de cubo bilateral, en sección longitudinal;

la figura 5 otra configuración de un portasatélites de acuerdo con la invención con soporte de cubo bilateral, en sección longitudinal;

la figura 6 otra configuración de un portasatélites de acuerdo con la invención con soporte unilateral en sección longitudinal;

la figura 7 otra configuración de un portasatélites de acuerdo con la invención con soporte unilateral en sección longitudinal;

la figura 8 una vista en perspectiva de un fragmento de un portasatélites similar al de la figura 2;

la figura 9 otra configuración de un portasatélites no conforme a la invención con soporte de cubo bilateral, en sección longitudinal;

la figura 10 una representación ampliada de un detalle de la figura 9;

la figura 11 una representación ampliada de un detalle de la figura 9;

la figura 12 una representación ampliada de un detalle de la figura 9;

la figura 13 otra configuración de un portasatélites no conforme a la invención con soporte de cubo bilateral, en sección longitudinal;

la figura 14 otra configuración de un portasatélites no conforme a la invención con soporte de cubo bilateral, en sección longitudinal;

la figura 15 un alzado lateral de un portasatélites de acuerdo con la invención;

la figura 16 una vista en planta desde arriba de la sección XV-XV de la figura 15; y

las figuras 17 a 19 posibles configuraciones de los costados.

La figura 1 muestra un portasatélites de dos costados convencional. Un cubo 1 del lado de accionamiento, que está configurado como un tubo truncado que discurre axialmente, está unido a un costado 2 del lado de accionamiento, que está configurado como un disco que discurre radialmente. El cubo 1 del lado de accionamiento se denomina también placa de base. En el diámetro exterior del costado 2 del lado de accionamiento están dispuestos almas 4 que están configuradas como un tubo que discurre axialmente, provisto de calados 3. Las almas 4 unen el costado 2 del lado de accionamiento a un costado 5 del lado de accionamiento, que también está configurado como disco que discurre radialmente. En el diámetro interior del costado 5 del lado de salida está dispuesto un cubo 7 del lado de salida, que está configurado como tubo truncado que discurre axialmente. El cubo 7 del lado de salida se denomina también como cubo corto. El portasatélites está soportado de forma giratoria en una carcasa de engranaje alrededor de su eje de rotación R, en el que los dos cubos 1, 7 se apoyan con respecto a la carcasa de engranaje por medio de cojinetes, ya sean rodamientos o cojinetes de deslizamiento.

En los dos costados 2, 5 están realizados respectivamente orificios 6a, 6b alineados axialmente, que forman asientos para ejes de satélite en los que se soportan de forma giratoria ruedas satélite. Un extremo del lado de accionamiento de un eje de satélite se inserta en un asiento de eje 6a del lado de accionamiento en el costado 2 del lado de accionamiento y un extremo del lado de salida de un eje de satélite se inserta en un asiento de eje 6b del lado de salida en el costado 5 del lado de salida. En la posición en la que el asiento de eje 6a del lado de accionamiento está dispuesto en el costado 2 del lado de accionamiento, se forma una muesca 11 en la que se generan picos de tensión. Las almas 4 se extienden entre los dos costados 2, 5 y entre los calados 3, a través de los cuales sobresalen los dientes de las ruedas satélite para engranar con una corona dentada que circunda el portasatélites. En el centro axial del portasatélites se dispone una rueda principal que asimismo engrana con las ruedas satélite.

El portasatélites puede estar dispuesto en un engranaje planetario de tal manera que se aplica un par de un accionamiento, por ejemplo, de un árbol de rotor de una instalación de energía eólica, en el cubo 1 del lado de accionamiento. Las ruedas satélite engranan con la corona dentada y la rueda principal central de tal manera que en el caso de una corona dentada estacionaria, una rotación del cubo 1 del lado de accionamiento conduce a una rotación más rápida de la rueda principal central. La rotación del eje de rueda principal, sobre el que está dispuesta la rueda principal de forma no rotatoria, se transmite como salida, dado el caso, a otra etapa de engranaje postconectada al portasatélites y finalmente a una máquina postconectada al engranaje, por ejemplo, un generador.

Correspondiendo al lado de la introducción de par desde un accionamiento, en la representación mostrada en la figura 1 en el lado izquierdo, y al lado de la evacuación de par a una salida, en la representación mostrada en la figura 1 en el lado derecho, los componentes del portasatélites como los dos cubos 1, 7, los dos costados 2, 5 y los dos asientos de eje 6a, 6b se diferencian con las especificaciones de posición "lado de salida" o "lado de salida".

La figura 2 muestra un primera configuración de un portasatélites de acuerdo con la invención. La estructura del portasatélites de acuerdo con la invención se corresponde en gran parte con la del portasatélites convencional de acuerdo con la figura 1, excepto el lado de accionamiento, que de acuerdo con la invención está sustituido por dos costados 2a, 8 del lado de accionamiento dispuestos paralelamente. Aquí se diferencia entre un costado interior 8 del lado de accionamiento y un costado exterior 2a del lado de accionamiento. La diferenciación entre costado "interior" y "exterior" se define por el hecho de que, observando el portasatélites a lo largo del eje de rotación R del portasatélites desde el lado del accionamiento, es decir, en la ilustración de la figura 2 desde la izquierda, el costado exterior 2a del lado de accionamiento se encuentra más cerca del observador que el costado interior 8 del lado de accionamiento; por lo tanto, el costado exterior 2a del lado del accionamiento está dispuesto en la zona "exterior" del portasatélites, mientras que el costado interior 8 del lado del accionamiento está dispuesto más en el "interior" del portasatélites.

El costado interior 8 del lado del accionamiento está fijado al cubo 1 del lado del accionamiento a través de un cubo interior 9 del lado del accionamiento. El costado exterior 2a del lado de accionamiento está fijado al cubo 1 del lado de accionamiento a través de un cubo exterior 10 del lado de accionamiento. El cubo interior 9 del lado del accionamiento es un tubo truncado que discurre axialmente y está dispuesto más cerca del eje de rotación R que el tubo truncado que discurre axialmente y forma el cubo exterior 10 del lado de accionamiento. El asiento de eje 6a del lado de accionamiento está dispuesto exclusivamente en el costado interior 8 del lado del accionamiento.

Paralelizando la trayectoria de carga desde la zona de la introducción de par en el cubo 1 del lado de accionamiento hacia los asientos de eje 6a de los satélites en el costado interior 8 del lado de accionamiento y hacia los asientos de eje 6b de los satélites en el costado 5 del lado de salida, su desplazamiento rotatorio relativo bajo carga se puede controlar a través de la variación de la rigidez de la trayectoria de carga interior, véanse los signos de referencia 1 a 9, 8 a 6a en la figura 2, y la trayectoria de carga exterior, véanse los signos de referencia 1 a 10, 2a, 3, 4, 5 a 6b en la figura 2. Debido a la separación del flujo de fuerza, la muesca 11 entre los asientos de eje 6a hacia el cubo 1 del lado de accionamiento se suaviza adicionalmente, o se suprime la muesca 11.

La rigidez torsional de la trayectoria de carga exterior ("larga") está influenciada en primer lugar por el grosor y la anchura de las almas 4 y el tamaño de los calados 3 para las ruedas satélite, es decir, la forma de las almas 4, el grosor de pared del costado exterior 2a, así como el grosor y la longitud del cubo exterior 10 del lado de accionamiento. La rigidez torsional de la trayectoria de carga interior ("corta") está influenciada principalmente por el diámetro y el grosor del cubo interior 9 del lado de accionamiento.

La rigidez torsional de la trayectoria de carga interior, que va desde el cubo 1 del lado de accionamiento hasta el asiento de eje 6a del lado de accionamiento, se adapta a la rigidez torsional de la trayectoria de carga exterior, que va desde el cubo 1 del lado de accionamiento hasta el asiento de eje 6a del lado de salida, de modo que bajo carga se produce una torsión relativa definida del asiento de eje 6a del lado de accionamiento con respecto al asiento de eje 6b del lado de salida.

La figura 3 muestra el portasatélites de acuerdo con la figura 2 con una rueda satélite 12, un eje de satélite 14, un anillo interior de cojinete 13 y un cojinete planetario 15. El extremo del lado de accionamiento del eje de satélite 14 asienta en el asiento de eje 6a del lado de accionamiento, que está dispuesto en el costado interior 8 del lado de accionamiento, mientras que el extremo del lado de salida del eje de satélite 14 asienta en el asiento de eje 6b del lado de salida, que, como en el portasatélites convencional de acuerdo con la figura 1, está dispuesto en el costado 5 del lado de salida.

La figura 4 muestra otra configuración de un portasatélites de acuerdo con la invención con soporte de cubo bilateral. En comparación con la configuración mostrada en la figura 2, el costado interior 8 del lado de accionamiento no está fijado al cubo 1 del lado de accionamiento a través de un cubo interior 9, sino a través de un tubo truncado 8a axial en el costado exterior 2a del lado de accionamiento.

La figura 5 muestra otra configuración de un portasatélites de acuerdo con la invención con soporte de cubo bilateral. En comparación con la configuración mostrada en la figura 2, el costado interior 8 del lado de accionamiento no está fijado al cubo 1 del lado de accionamiento a través de un cubo interior 9, sino al alma 4, más precisamente: a la mitad del alma 4 del lado de accionamiento.

La figura 6 muestra otra configuración de un portasatélites de acuerdo con la invención. La estructura del portasatélites corresponde en gran medida a la del portasatélites de acuerdo con la invención, de acuerdo con la figura 2, pero el portasatélites de acuerdo con la figura 6 carece del soporte del lado de salida en un cubo del lado de salida. En su lugar, el portasatélites de acuerdo con la figura 6 está soportado unilateralmente, es decir, en voladizo, en el cubo 1 del lado de accionamiento.

La figura 7 muestra otra configuración de un portasatélites de acuerdo con la invención con un soporte unilateral. En el lado de salida, el eje de satélite sobresale de la pared 5 del lado de salida, tanto que sobre el eje de satélite 14 cabe una rueda satélite 17 sujeta en voladizo entre la corona dentada y la rueda principal. Además, en el eje de satélite 14 está montada una rueda satélite 12 insertada entre los costados 2a, 8 del lado de accionamiento y el costado 5 del lado de accionamiento.

Para una mejor ilustración de la invención, la figura 8 muestra una vista en perspectiva de una sección de un portasatélites de acuerdo con la invención, que es similar al portasatélites que se muestra en la figura 2, estando representado también el eje de satélite 14.

La figura 9 muestra un portasatélites que presenta un tubo con calados 3, previstos para los satélites no representados, como alma 4, dos costados 5, 8, un disco de torsión como costado exterior 2a, un cubo 1 en el que está aplicado el par, anillos de refuerzo 18, 19 para alojar los pernos de eje de satélite, un cubo opcional 7 para alojar un posible cojinete de alma y un disco de cierre 16 opcional. La figura 9 también muestra la disposición de los cordones de soldadura 20 entre los distintos componentes. Todos los cordones de soldadura 20 están completamente soldados y cerrados.

Las figuras 10 a 12 muestran detalles ampliados X, XI y XII del portasatélites representado en la figura 9, estando dispuesta respectivamente una muesca compensadora 21 junto a los cordones de soldadura 20.

La figura 13 muestra un portasatélites con un tubo que forma las almas 4 y que sobresale en ambos lados frontales del portasatélites más allá del costado exterior 2a del lado de accionamiento, que actúa como disco de torsión, y del costado 5 del lado de accionamiento.

La figura 14 muestra un portasatélites con un tubo que forma las almas 4 y que sobresale del costado exterior 2a del lado de accionamiento, que actúa como disco de torsión. Cuanto más largo es el tubo que forma las almas 4, es decir, cuanto mayor es el voladizo, mayor es su rigidez torsional.

El orden de juntura (orden de soldadura) sigue preferentemente el orden de los siguientes pasos de a) a g):

a) Costado interior 8 del lado de accionamiento con un anillo de refuerzo 18, formando el módulo 1.

b) Costado 5 del lado de salida con anillo de refuerzo 19 y cubo 7 del lado de salida, formando el módulo 2. c) Costado exterior 2a del lado de accionamiento con costado 1 del lado de accionamiento y, opcionalmente, disco de cierre 16, formando el módulo 3.

d) Adhesión del alma 4 al módulo 1 formando el módulo 4.

e) Adhesión del módulo 4 al módulo 2 formando el módulo 5.

f) Soldadura del módulo 5.

g) Adhesión y soldadura de los módulo 3 y 5 formando el portasatélites acabado.

La rigidez torsional del portasatélites influye significativamente en el comportamiento de carga lateral del dentado. Debido a que el costado interior 8 del lado de accionamiento, que presenta los asientos de eje 6a del lado de accionamiento, está separado del cubo 1 que introduce el par, la forma del costado interior 8 del lado de accionamiento se puede variar de tal manera que la deformación torsional del alma 4, que conduce a un desplazamiento rotatorio del costado 5 del lado de salida y, por tanto, también del asiento de eje 6b del lado de salida, puede compensarse.

La figura 15 muestra una vista lateral de un portasatélites de acuerdo con la invención con un cubo 1 del lado de accionamiento, un cubo 7 del lado de accionamiento y un alma 4 dispuesta entre ellos. La sección XVI-XVI indicada en la figura 15 se muestra en la figura 16.

La figura 16 muestra una vista en planta desde arriba del costado interior 8 del lado de accionamiento en la sección XVI-XVI indicada en la figura 15. El costado 8 presenta estrangulamientos 22 entre los asientos de eje 6a, pudiendo variarse la rigidez del costado interior 8 del lado de accionamiento mediante la profundidad de los estrangulamientos 22.

Las figuras 17 a 19 muestran posibles realizaciones de los costados 5, 8. La figura 17 muestra un disco macizo con una rigidez máxima, que se puede utilizar preferentemente para el costado 5 del lado de salida. La figura 18 muestra estrangulamientos 22, 23 entre los asientos de eje 6a, pudiendo variarse la rigidez del costado interior 8 del lado de accionamiento variando la profundidad de los estrangulamientos 22, 23. La figura 19 muestra una posible realización de cómo puede efectuarse la variación de rigidez del costado interior 8 del lado de accionamiento mediante calados 24 entre los asientos de eje 6a.

Claims (15)

REIVINDICACIONES

1. Portasatélites que presenta

un cubo (1) del lado de accionamiento,

una costado exterior (2a) del lado de accionamiento,

un costado (5) del lado de salida, presentando el costado (5) del lado de salida al menos un asiento de eje (6b) del lado de salida cada uno de ellos para un extremo del lado de salida de un eje de satélite (14),

al menos un alma (4) que une los dos costados (2a, 5) mencionados y

un costado interior (8) del lado de accionamiento, que está dispuesto paralelo al costado exterior (2a) del lado de accionamiento y que presenta al menos un asiento de eje (6a) del lado de accionamiento cada uno de ellos para un extremo del lado de accionamiento de un eje de satélite (14), estando dispuesto el asiento de eje (6a) del lado de accionamiento exclusivamente en el costado interior (8) del lado de accionamiento,

estando realizados en una sola pieza el cubo (1), el costado exterior (2a) del lado de accionamiento y el costado interior (8) del lado de accionamiento.

2. Portasatélites de acuerdo con la reivindicación 1, en donde el portasatélites está hecho de hierro fundido, acero o materia sintética.

3. Portasatélites de acuerdo con las reivindicaciones 1 o 2, en el que en el costado interior (8) del lado de accionamiento y en el costado (5) del lado de salida están realizados en cada uno de ellos taladros alineados axialmente que forman los asientos de eje (6a, 6b) para los ejes de satélite (14), sobre los que están soportadas de forma giratoria las ruedas satélite (12), estando insertado un extremo del lado de accionamiento del eje de satélite (14) en el asiento de eje (6a) del lado de accionamiento en el costado (2) del lado de accionamiento y estando insertado un extremo del lado de salida de un eje de satélite (14) en el asiento de eje (6b) del lado de salida en el costado (5) del lado de salida.

4. Portasatélites de acuerdo con la reivindicación 3, en el que una rueda satélite (12) insertada entre los costados (2a, 8) del lado de accionamiento, por un lado, y el costado (5) del lado de salida, por otro lado, está soportada sobre el eje de satélite 14.

5. Portasatélites de acuerdo con una de las reivindicaciones anteriores, en el que el costado interior (8) del lado de accionamiento está fijado al cubo (1) del lado de accionamiento y/o al costado exterior (2a) del lado de accionamiento y/o al al menos un alma (4).

6. Portasatélites de acuerdo con una de las reivindicaciones 1 a 4, en el que el costado interior (8) del lado de accionamiento está fijado exclusivamente a una mitad del alma (4) del lado de accionamiento.

7. Portasatélites de acuerdo con una de las reivindicaciones 1 a 4, en el que el costado interior (8) del lado de accionamiento está fijado al cubo (1) del lado de accionamiento a través de un cubo interior (9) del lado de accionamiento, estando fijado el costado exterior (2a) del lado de accionamiento al cubo (1) del lado de accionamiento a través de un cubo exterior (10) del lado de accionamiento y siendo el cubo interior (9) del lado de accionamiento un tubo truncado que discurre axialmente y que está dispuesto más cerca del eje de rotación (R) que el tubo truncado que discurre axialmente y que forma el cubo exterior (10) del lado de accionamiento.

8. Portasatélites de acuerdo con una de las reivindicaciones anteriores, en el que la rigidez torsional de la trayectoria de carga interior que va desde el cubo (1) del lado de accionamiento hasta el asiento de eje (6a) del lado de accionamiento, está coordinada con la rigidez torsional de la trayectoria de carga exterior que va desde el cubo (1) del lado de salida hasta el asiento de eje (6b) del lado de salida, de tal manera que bajo carga se produce una torsión relativa definida del asiento de eje (6a) del lado de accionamiento con respecto al asiento de eje (6b) del lado de salida.

9. Portasatélites de acuerdo con una de las reivindicaciones anteriores, en el que el cubo (1) del lado del accionamiento, que está configurado como tubo truncado que discurre axialmente, está unido al costado (2a) del lado del accionamiento, que está configurado como un disco que discurre radialmente.

10. Portasatélites de acuerdo con una de las reivindicaciones anteriores, en el que en un diámetro interior del costado (5) del lado de salida está dispuesto un cubo (7) del lado de salida, que está configurado como tubo truncado que discurre axialmente.

11. Uso de un portasatélites de acuerdo con una de las reivindicaciones anteriores, en el que tiene lugar una introducción de par en el cubo del lado de accionamiento.

12. Engranaje planetario con un portasatélites de acuerdo con una de las reivindicaciones 1 a 10, en el que un par de un accionamiento puede aplicarse en el cubo (1) del lado de accionamiento de tal manera que en el caso de una corona dentada fija, una rotación del cubo (1) del lado de accionamiento conduce a una rotación más rápida de una rueda principal central.

13. Engranaje planetario de acuerdo con la reivindicación 12, en el que una rotación de un eje de rueda principal, sobre el que está dispuesto de forma no rotatoria la rueda principal, puede ser transmitida como accionamiento para otra etapa de engranaje postconectada al portasatélites y, finalmente, a una máquina postconectada a la etapa de engranaje.

14. Uso de un engranaje planetario de acuerdo con las reivindicaciones 12 o 13, en el que tiene lugar una introducción del par en el cubo del lado de accionamiento.

15. Instalación de energía eólica con un engranaje de turbina eólica, en la que se utiliza un portasatélites de acuerdo con una de las reivindicaciones 1 a 10, pudiendo introducirse pares en el portasatélites en el lado de accionamiento.