RU2013120529A - ONE-STAGE DECREASING REDUCER WITH A GREATER REDUCTION FOR THE AIRCRAFT ENGINE - Google Patents

ONE-STAGE DECREASING REDUCER WITH A GREATER REDUCTION FOR THE AIRCRAFT ENGINE Download PDF

Info

Publication number
RU2013120529A
RU2013120529A RU2013120529/11A RU2013120529A RU2013120529A RU 2013120529 A RU2013120529 A RU 2013120529A RU 2013120529/11 A RU2013120529/11 A RU 2013120529/11A RU 2013120529 A RU2013120529 A RU 2013120529A RU 2013120529 A RU2013120529 A RU 2013120529A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
shaft
gear
gearbox
gearbox according
aircraft engine
Prior art date
Application number
RU2013120529/11A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2629620C2 (en
Inventor
Пань-чиэнь ЛИНЬ
Original Assignee
Пань-чиэнь ЛИНЬ
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Пань-чиэнь ЛИНЬ filed Critical Пань-чиэнь ЛИНЬ
Publication of RU2013120529A publication Critical patent/RU2013120529A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2629620C2 publication Critical patent/RU2629620C2/en

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D35/00—Transmitting power from power plant to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • B64D35/02—Transmitting power from power plant to propellers or rotors; Arrangements of transmissions characterised by the type of power plant
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plant in aircraft; Aircraft characterised thereby
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plant
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plant of jet type
    • 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
    • F16H1/00—Toothed gearings for conveying rotary motion
    • F16H1/28—Toothed gearings for conveying rotary motion with gears having orbital motion
    • F16H1/32—Toothed gearings for conveying rotary motion with gears having orbital motion in which the central axis of the gearing lies inside the periphery of an orbital gear
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
    • 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
    • F16H57/02—Gearboxes; Mounting gearing therein
    • F16H2057/02039—Gearboxes for particular applications
    • F16H2057/02043—Gearboxes for particular applications for vehicle transmissions
    • 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
    • F16H49/00—Other gearings

Abstract

1. Одноступенчатый понижающий редуктор для авиационного двигателя для изменения входной частоты вращения на входном валу, соединенном с валом турбины авиационного двигателя, до выходной частоты вращения на выходном валу, соединенном с валом лопастей вентилятора авиационного двигателя, причем редуктор содержит:коаксиальную пару кольцевых шестерен, включающую в себя большую кольцевую шестерню, имеющую делительный диаметр А, и малую кольцевую шестерню, имеющую делительный диаметр D;коаксиальную пару прямозубых шестерен, включающую в себя большую прямозубую шестерню, имеющую делительный диаметр В, и малую прямозубую шестерню, имеющую делительный диаметр C; причем большая прямозубая шестерня зацепляется с большой кольцевой шестерней, и малая прямозубая шестерня зацепляется с малой кольцевой шестерней, образуя две зацепляющиеся пары; инесущий элемент, соединенный с входным валом редуктора; причемдве шестерни одной из двух коаксиальных пар скреплены вместе, чтобы действовать эпициклически на несущем элементе;одна шестерня другой из двух коаксиальных пар прикреплена к каркасу редуктора, а другая шестерня соединена с выходным валом; ичетыре шестерни удовлетворяют соотношению размеров А=K+i, В=К, С=K-j и D=K+i-j-j, где K, i и j являются целыми числами.2. Редуктор по п.1, в котором и i, и j меньше 5.3. Редуктор по п.1, в котором K/i меньше 30/1, или K/j меньше 30/1.4. Редуктор по п.1, в котором i равно j.5. Редуктор по п.1, в котором один из входного и выходного валов, с которым соединен несущий элемент, является входным валом.6. Редуктор по п.1, в котором один из входного и выходного валов, с которым соединен несущий элемент, является выходным валом.1. A single-stage reduction gear for an aircraft engine to change the input speed on the input shaft connected to the turbine shaft of the aircraft engine to an output speed on the output shaft connected to the shaft of the fan blades of the aircraft engine, the gearbox comprising: a coaxial pair of ring gears, including a large ring gear having a pitch diameter A and a small ring gear having a pitch diameter D; a coaxial pair of spur gears including I have a large spur gear having a pitch B and a small spur gear with a pitch C; moreover, a large spur gear engages with a large annular gear, and a small spur gear engages with a small annular gear, forming two engaging pairs; bearing element connected to the input shaft of the gearbox; moreover, two gears of one of the two coaxial pairs are fastened together to act epicyclic on the supporting element; one gear of the other of the two coaxial pairs is attached to the gearbox frame, and the other gear is connected to the output shaft; four gears satisfy the aspect ratio A = K + i, B = K, C = K-j and D = K + i-j-j, where K, i and j are integers. 2. The gearbox according to claim 1, in which both i and j are less than 5.3. The gearbox according to claim 1, in which K / i is less than 30/1, or K / j is less than 30 / 1.4. The gearbox according to claim 1, in which i is equal to j.5. The gearbox according to claim 1, wherein one of the input and output shafts to which the bearing member is connected is an input shaft. The gearbox according to claim 1, wherein one of the input and output shafts to which the bearing member is connected is an output shaft.

Claims (10)

1. Одноступенчатый понижающий редуктор для авиационного двигателя для изменения входной частоты вращения на входном валу, соединенном с валом турбины авиационного двигателя, до выходной частоты вращения на выходном валу, соединенном с валом лопастей вентилятора авиационного двигателя, причем редуктор содержит:1. A one-stage reduction gear for an aircraft engine to change the input speed on the input shaft connected to the turbine shaft of the aircraft engine to an output speed on the output shaft connected to the shaft of the fan blades of the aircraft engine, the gearbox comprising: коаксиальную пару кольцевых шестерен, включающую в себя большую кольцевую шестерню, имеющую делительный диаметр А, и малую кольцевую шестерню, имеющую делительный диаметр D;a coaxial pair of ring gears including a large ring gear having a pitch diameter A and a small ring gear having a pitch diameter D; коаксиальную пару прямозубых шестерен, включающую в себя большую прямозубую шестерню, имеющую делительный диаметр В, и малую прямозубую шестерню, имеющую делительный диаметр C; причем большая прямозубая шестерня зацепляется с большой кольцевой шестерней, и малая прямозубая шестерня зацепляется с малой кольцевой шестерней, образуя две зацепляющиеся пары; иa coaxial pair of spur gears including a large spur gear having a pitch diameter B and a small spur gear having a pitch diameter C; moreover, a large spur gear engages with a large annular gear, and a small spur gear engages with a small annular gear, forming two engaging pairs; and несущий элемент, соединенный с входным валом редуктора; причемa bearing element connected to the input shaft of the gearbox; moreover две шестерни одной из двух коаксиальных пар скреплены вместе, чтобы действовать эпициклически на несущем элементе;two gears of one of the two coaxial pairs are fastened together to act epicyclic on the supporting element; одна шестерня другой из двух коаксиальных пар прикреплена к каркасу редуктора, а другая шестерня соединена с выходным валом; иone gear of the other of the two coaxial pairs is attached to the gearbox frame, and the other gear is connected to the output shaft; and четыре шестерни удовлетворяют соотношению размеров А=K+i, В=К, С=K-j и D=K+i-j-j, где K, i и j являются целыми числами.four gears satisfy the aspect ratio A = K + i, B = K, C = K-j and D = K + i-j-j, where K, i and j are integers. 2. Редуктор по п.1, в котором и i, и j меньше 5.2. The gearbox according to claim 1, in which both i and j are less than 5. 3. Редуктор по п.1, в котором K/i меньше 30/1, или K/j меньше 30/1.3. The gearbox according to claim 1, in which K / i is less than 30/1, or K / j is less than 30/1. 4. Редуктор по п.1, в котором i равно j.4. The gearbox according to claim 1, in which i is equal to j. 5. Редуктор по п.1, в котором один из входного и выходного валов, с которым соединен несущий элемент, является входным валом.5. The gearbox according to claim 1, in which one of the input and output shafts to which the bearing element is connected is an input shaft. 6. Редуктор по п.1, в котором один из входного и выходного валов, с которым соединен несущий элемент, является выходным валом.6. The gearbox according to claim 1, in which one of the input and output shafts to which the bearing element is connected is an output shaft. 7. Редуктор по п.1, при этом авиационный двигатель представляет собой турбовинтовой двигатель, и вал лопастей вентилятора является валом винта турбовинтового двигателя.7. The gearbox according to claim 1, wherein the aircraft engine is a turboprop engine, and the shaft of the fan blades is the shaft of the screw of the turboprop engine. 8. Редуктор по п.1, при этом авиационный двигатель является редукторным турбовинтеляторным двигателем, и вал лопастей вентилятора является низкооборотным валом вентилятора редукторного турбовентиляторного двигателя.8. The gearbox according to claim 1, wherein the aircraft engine is a turbo-turbofan engine, and the shaft of the fan blades is a low-speed fan shaft of the gear turbofan engine. 9. Редуктор по п.1, при этом авиационный двигатель является открытым винтовентиляторным двигателем, и вал лопастей вентилятора является валом открытого винтовентилятора винтовентиляторного двигателя,9. The gearbox according to claim 1, wherein the aircraft engine is an open fan motor, and the shaft of the fan blades is a shaft of an open fan fan of the fan motor, 10. Редуктор по п.1, при этом авиационный двигатель является турбовальным двигателем, и вал лопастей вентилятора является валом турбовального двигателя. 10. The gearbox according to claim 1, wherein the aircraft engine is a turboshaft engine, and the shaft of the fan blades is the shaft of the turboshaft engine.
RU2013120529A 2012-05-04 2013-05-06 Single-step reduction gearbox with large ratio for aircraft engine RU2629620C2 (en)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
TW101115918 2012-05-04
TW101115918A TW201346155A (en) 2012-05-04 2012-05-04 Single-stage large-ratio reducer gearbox for aero engine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013120529A true RU2013120529A (en) 2014-11-20
RU2629620C2 RU2629620C2 (en) 2017-08-30

Family

ID=49490863

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013120529A RU2629620C2 (en) 2012-05-04 2013-05-06 Single-step reduction gearbox with large ratio for aircraft engine

Country Status (4)

Country Link
KR (1) KR20130124233A (en)
CN (1) CN103382981A (en)
RU (1) RU2629620C2 (en)
TW (1) TW201346155A (en)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106195136B (en) * 2016-07-26 2019-04-16 重庆大学 A kind of gear-driven fan (GTF) motor gear transmission device
FR3055934B1 (en) * 2016-09-09 2018-08-17 Airbus Helicopters MECHANICAL SYSTEM FOR TRANSMITTING A MOVEMENT AND AIRCRAFT EQUIPPED WITH A CORRESPONDING SYSTEM
WO2018191992A1 (en) * 2017-04-19 2018-10-25 王革胜 Dual-axis rotation cycloid ring acceleration power device and operating method thereof

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7409891B2 (en) * 2004-07-02 2008-08-12 Honda Motor Co., Ltd. Drive unit with reducer
RU2272195C1 (en) * 2004-10-07 2006-03-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Reduction gear for air propeller of turbopropeller aircraft engine
JP4902227B2 (en) * 2006-03-01 2012-03-21 本田技研工業株式会社 Wave gear device
RU2347092C2 (en) * 2007-02-21 2009-02-20 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Gas turbine engine reducer
RU2346172C2 (en) * 2007-02-28 2009-02-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Gas turbine engine reduction gear

Also Published As

Publication number Publication date
CN103382981A (en) 2013-11-06
TW201346155A (en) 2013-11-16
RU2629620C2 (en) 2017-08-30
KR20130124233A (en) 2013-11-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN105378336B (en) Wheel chain is incorporated in the pinion gear wall of turbine gear-box
RU2014103719A (en) GAS TURBINE ENGINE (OPTIONS) AND METHOD FOR INCREASING THE PRODUCTIVITY OF A GAS TURBINE ENGINE
RU2016139609A (en) GAS-TURBINE ENGINE, TWO-MOTOR HELICOPTER, FITTED WITH SUCH A GAS-TURBINE ENGINE, AND METHOD FOR OPTIMIZING A SUPERGASM MODE WITH ZERO POWER OF SUCH TWO-AND-TWO
WO2013169316A3 (en) Geared turbofan gas turbine engine architecture
FR2979121B1 (en) MECHANICAL TRANSMISSION DEVICE FOR THE ROTATION DRIVE OF THE CONTRAROTATIVE PROPELLERS OF A DOUBLE PROPELLER TURBOPROPULSOR.
SG10201901074VA (en) Geared turbofan gas turbine engine architecture
EP2955359A3 (en) Turbofan thrust reverser system
EP2620622A3 (en) Bevel gear arrangement for axial accessory gearbox
RU2014134787A (en) GAS TURBINE ENGINE WITH HIGH SPEED TURBINE LOW PRESSURE SECTION
WO2015050619A3 (en) High thrust geared gas turbine engine
FR3020410B1 (en) AIRCRAFT TURBOMACHINE WITH IMPROVED MECHANICAL POWER TAKE-OFF
RU2014142968A (en) THREE-STAGE PLANETARY MECHANISM
EP2617966A3 (en) Gas turbine engine accessory gearbox
RU2013120529A (en) ONE-STAGE DECREASING REDUCER WITH A GREATER REDUCTION FOR THE AIRCRAFT ENGINE
EP2778479A3 (en) Supercharger
RU2017116043A (en) COMPACT SPINAL TRANSMISSION
EP2610461A3 (en) Dual fan gas turbine engine and gear train
GB2496256B (en) Planetary gearing system for a wind turbine
WO2015119698A3 (en) Ultra high overall pressure ratio gas turbine engine
BR112016013784A2 (en) PLANETARY GEAR, WIND GENERATOR COMPRISING A PLANETARY GEAR AND USE OF A PLANETARY GEAR
EP2610464A3 (en) Gas turbine engine lubrication
RU2013120530A (en) WIND TURBINE WITH A TRANSMISSION OF A ONE-STAGE SPEED MULTIPLICATOR WITH A GREATER TRANSMISSION
WO2015112212A3 (en) Geared turbofan arrangement with core split power ratio
RU2011119191A (en) ELECTRIC ACTUATOR WITH A THREE-STAGE PLANETARY REDUCER
RU2613099C1 (en) Main reduction gear of helicopter

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20190507