Летательный аппарат, включающий в себя электрический стартер-генератор для каждого турбореактивного двигателя и шасси, оснащенное электродвигателем для руления

Авторы патента:

БЕРЕНЖЕР Серж (FR)

ГОДАР Дидье Франсуа Мари (FR)

B64C25/40 - с элементами, приводимыми во вращение перед посадкой

Владельцы патента RU 2561522:

ИСПАНО-СЮИЗА (FR)

Летательный аппарат содержит не менее двух турбореактивных двигателей, оснащенных электрическими стартерами-генераторами, шасси, оснащенное электродвигателем, преобразователь и модуль распределения электроэнергии, вспомогательный бортовой силовой модуль, генератор электроэнергии. Преобразователь электроэнергии соединен со стартером-генератором, с электродвигателем, с генератором электроэнергии и со входом внешнего питания через модуль распределения электроэнергии разными способами, образуя различные конфигурации. Обеспечивается запуск турбореактивного двигателя и руление самолета на земле. 7 з.п. ф-лы, 6 ил.

Область техники

Изобретение относится к летательному аппарату, имеющему один или более турбореактивных двигателей, каждый из которых оснащен электрическим стартером-генератором, а также имеющему шасси, оснащенное электродвигателем для руления между точкой посадки и взлетно-посадочной полосой. Более конкретно, изобретение относится к усовершенствованию, обеспечивающему распределение функций определенных подсистем таким образом, чтобы предоставлять энергию, необходимую для запуска турбореактивного двигателя(ей), а также для руления воздушным судном.

Предшествующий уровень техники

В современных самолетах растет необходимость заменять гидравлические или пневматические вспомогательные системы электрооборудованием. Таким образом, известен стартер для каждого турбореактивного двигателя, который содержит электрический стартер-генератор, т.е. обратимую подсистему, которая выступает в качестве электродвигателя при запуске, если в нее подается электроэнергия, или, в противном случае, в качестве генератора электроэнергии, если она приводится во вращение посредством турбореактивного двигателя после его запуска. Одна такая подсистема стартера-генератора ассоциирована с каждым турбореактивным двигателем. Кроме того, известно шасси, которое оснащено электродвигателем для использования при рулении. Электродвигатель обеспечивает возможность перемещения летательного аппарата на земле между местом посадки и взлетно-посадочной полосой. Он зачастую встроен в ступицу колеса шасси.

Краткое изложение существа изобретения

Изобретение нацелено на оптимизацию такого электромеханического оборудования. В результате наблюдается, что характеристики электрооборудования, необходимого для запуска турбореактивного двигателя, и характеристики электрооборудования для приведения в действие шасси при рулении являются очень похожими и, следовательно, они могут быть комбинированы.

Более конкретно, изобретение предоставляет летательный аппарат, имеющий первый турбореактивный двигатель, оснащенный первым электрическим стартером-генератором, и шасси, оснащенное электродвигателем для руления на земле, причем летательный аппарат отличается тем, что включает в себя преобразователь электроэнергии, подходящий для соединения с стартером-генератором или с электродвигателем для руления через конфигурируемый модуль распределения электроэнергии.

Преимущественно, летательный аппарат имеет вспомогательный бортовой силовой модуль, содержащий, в частности, генератор электроэнергии. Генератор подключается к модулю распределения электроэнергии, чтобы снабжать электроэнергией преобразователь. Упомянутый вспомогательный силовой модуль необязательно может быть топливным элементом.

Согласно другой преимущественной характеристике, модуль распределения электроэнергии дополнительно включает в себя вход питания для питания преобразователя от внешнего источника, т.е. от генератора электроэнергии, который доступен в аэропорту.

С использованием этих подсистем может быть доступно множество конфигураций посредством модуля распределения электроэнергии для подключения преобразователя электроэнергии (по существу содержащего инвертор) к определенным выбранным элементам оборудования, чтобы иметь возможность выбирать между различными вариантами для запуска турбореактивного двигателя или для руления самолетом. Эти варианты включают в себя, в частности:

- запуск турбореактивного двигателя с использованием собственного стартера, при этом сам преобразователь запитан посредством источника электроэнергии, расположенного вне самолета;

- запуск того же турбореактивного двигателя таким же образом, но от вспомогательного бортового силового модуля. Следует напомнить, что этот вспомогательный модуль может состоять из небольшого газотурбинного двигателя (например, подходящего для запуска от внешнего источника энергии), который механически приводит в действие вышеуказанный генератор электроэнергии, который сам подключен к входу инвертора;

- запуск другого турбореактивного двигателя с использованием собственного электрического стартера-генератора через преобразователь, получающий свою энергию от турбореактивного двигателя, который уже запущен, через электрический стартер-генератор этого турбореактивного двигателя, работающий в качестве генератора;

- руление самолетом посредством питания электродвигателя шасси с помощью преобразователя, получающего свою электроэнергию от турбореактивного двигателя, который уже запущен, причем преобразователь получает электроэнергию от соответствующего стартера-генератора, работающего в качестве генератора; и

- руление самолетом посредством питания электродвигателя шасси с помощью преобразователя, получающего свою энергию от вспомогательного бортового силового модуля.

Краткое описание чертежей

В дальнейшем изобретение поясняется описанием предпочтительных вариантов воплощения со ссылками на сопроводительные чертежи, на которых:

Фиг. 1 изображает общий схематический вид, показывающий архитектуру, которая является общей для средства стартера турбореактивного двигателя(ей) и для средства питания электродвигателя для руления, связанного с шасси для маневрирования на земле;

Фиг. 2 изображает вид, аналогичный фиг. 1, показывающий первую возможную конфигурацию модуля распределения электроэнергии;

Фиг. 3 изображает вид, аналогичный фиг. 1, показывающий вторую возможную конфигурацию модуля распределения электроэнергии;

Фиг. 4 изображает вид, аналогичный фиг. 1, показывающий третью возможную конфигурацию модуля распределения электроэнергии;

Фиг. 5 изображает вид, аналогичный фиг. 1, показывающий четвертую возможную конфигурацию модуля распределения электроэнергии; и

Фиг. 6 изображает вид, аналогичный фиг. 1, показывающий пятую возможную конфигурацию модуля распределения электроэнергии.

Описание предпочтительных вариантов воплощения изобретения

Фиг. 1 показывает электрооборудование с распределением функций, выполненное с возможностью как пуска турбореактивного двигателя(ей) M1, M2, так и руления самолетом на земле, посредством электродвигателя 17, расположенного в шасси 16. В дополнение к вышеозначенным подсистемам, установка имеет преобразователь 14 электроэнергии, конфигурируемый модуль 12 распределения электроэнергии, вспомогательный бортовой силовой модуль 20, который связан с генератором 22 электроэнергии, также на борту, и электрические стартеры-генераторы DG1 и DG2, соответственно, связанные с турбореактивными двигателями M1 и M2. Механический вход для пуска турбореактивного двигателя M1 соединяется с валом электрического стартера-генератора DG1. Механический вход для пуска турбореактивного двигателя M2 соединяется с валом электрического стартера-генератора DG2. Электрические точки доступа к электрическим стартерам-генераторам DG1 и DG2 подключаются к модулю 12 распределения электроэнергии. Вход и выход преобразователя 14 подключаются к модулю 12 распределения электроэнергии. Этот модуль распределения электроэнергии подключается к электродвигателю 17, чтобы снабжать его электроэнергией. Вспомогательный бортовой силовой модуль 20 в этом примере является небольшим топливным двигателем, имеющим выходной вал, приводящий в действие генератор 22 электроэнергии. Электрический выход из генератора подключается к модулю 12 распределения электроэнергии. Стартер вспомогательного силового модуля 20 в этом примере приводится в действие посредством сжатого воздуха, доставляемого посредством компрессора, расположенного на земле и подключенного посредством пневматического соединения 24 к стартеру. После пуска этот модуль 20 продолжает вращаться с потреблением топлива, подаваемого самолетом.

Модуль 12 распределения электроэнергии также имеет электрический силовой вход 26 питания для снабжения энергией преобразователя 14. Эта электроэнергия подается посредством генератора, расположенного на земле и подключенного к силовому входу 26.

Модуль 12 распределения электроэнергии содержит набор управляемых переключателей типа, конструкция которого известна специалистам в данной области техники, которые имеют функцию избирательного межсоединения вышеописанных подсистем в предварительно определенных конфигурациях. Из вышеприведенного описания, безусловно, можно видеть, что преобразователь может принимать электроэнергию через модуль 12 распределения электроэнергии на входе E и может одновременно подавать электроэнергию (электроэнергию переменного тока (AC) на регулируемой частоте) в модуль распределения электроэнергии через выход S. Каждый электрический стартер-генератор DG1, DG2 может принимать электроэнергию через модуль распределения электроэнергии, и при этом он составляет стартер связанного с ним турбореактивного двигателя. Он является обратимой машиной, которая также может составлять генератор электроэнергии, которая распределяется через модуль 12 распределения электроэнергии после того, как вал стартера приведен в действие посредством соответствующего турбореактивного двигателя M1, M2, после запуска.

Генератор 22 электроэнергии приводится в действие посредством двигателя вспомогательного модуля 20, и он, следовательно, доставляет электроэнергию в другие подсистемы через модуль 12 распределения электроэнергии. Электроэнергия, подаваемая к входу 26, может быть использована.

Ниже приводится описание различных возможных вариантов запуска одного из турбореактивных двигателей, в частности первого турбореактивного двигателя M1, с использованием вышеописанной системы.

В конфигурации по фиг. 2 электроэнергия доставляется посредством соединения 26, подключенного к генератору электроэнергии на земле. Модуль распределения выполнен так, что эта электроэнергия подается к входу E преобразователя 14. Выход S преобразователя подключается к электрическому стартеру-генератору DG1, который, таким образом, выступает в качестве стартера. При таких условиях, стартер DG1 приводит в действие вал турбореактивного двигателя M1 до тех пор, пока он не запущен, и затем продолжает работать с расходованием топлива самолета.

Альтернативно, как показано на фиг. 3, вспомогательный силовой модуль 20 приводится в действие, например, с использованием сжатого воздуха, доставляемого с земли через соединение 24, тем самым эффективно приводя в действие генератор 22. Модуль 12 распределения выполнен так, что электроэнергия, доставляемая посредством генератора 22, подается к входу E преобразователя 14, и так, что выход S из этого преобразователя подается к электрическому входу электрического стартера-генератора, так что он может запускать турбореактивный двигатель M1.

На фиг. 4 турбореактивный двигатель M1 уже запущен, и он, следовательно, приводит в действие вал электрического стартера-генератора DG1, который после этого выступает в качестве генератора электроэнергии и, следовательно, доставляет электроэнергию в модуль 12 распределения. Модуль выполнен так, что эта электроэнергия подается к входу преобразователя 14, и так, что выход S из преобразователя подается к электрическому входу электрического стартера-генератора DG2, работающего в качестве стартера, тем самым предоставляя возможность запуска турбореактивного двигателя M2.

Естественно, эта система может быть расширена до большего числа турбореактивных двигателей, каждый из которых содержит собственный электрический стартер-генератор.

Ниже приводится описание использования этой установки для снабжения энергией электродвигателя 17 для перемещений при рулении самолетом на земле.

Фиг. 5 показывает конфигурацию модуля 12 распределения, в которой электрический стартер-генератор, приводимый в действие посредством турбореактивного двигателя M1, доставляет электроэнергию, которая подается к входу E преобразователя 14. Выход S преобразователя 14 подключается к электродвигателю 17 через модуль 12 распределения.

Напротив, в конфигурации по фиг. 6, именно вспомогательный бортовой силовой модуль 20 действует через генератор 22 электроэнергии, чтобы подавать электроэнергию к входу E преобразователя 14 через модуль 12 распределения. Модуль распределения также подключает выход S преобразователя 14 к электродвигателю 17.

Вышеописанная система с различными конфигурациями, в частности, является преимущественной, поскольку функции запуска турбореактивного двигателя и предоставления электропривода для руления на земле имеют множество общих аспектов. В частности, можно отметить следующее:

- очень высокий крутящий момент в состоянии покоя вследствие инерции и трения турбореактивного двигателя или колес шасси;

- ограниченное во времени использование (несколько минут);

- использование осуществляется по существу на земле (повторный запуск в полете требует наполовину больше мощности); и

- электрическая частота инвертора является относительно низкой при запрашиваемой мощности в обеих из функций.

Таким образом, распределение этих функций запуска и руления выполнено с возможностью оптимизировать преобразователь мощности, в частности, относительно его охлаждения. Больше нет необходимости предоставлять охлаждение для его оборудования посредством циркуляции жидкости, а наоборот, можно предусматривать его охлаждение воздухом, возможное посредством естественной конвекции. Этот режим охлаждения посредством воздуха является, в частности, подходящим, когда двигатели находятся под крыльями, и в окружающих условиях, которые являются сравнимыми с окружающими условиями шасси. Электромагнитная фильтрация также упрощается.

1. Летательный аппарат, содержащий первый турбореактивный двигатель (M1), оснащенный первым электрическим стартером-генератором (DG1), и шасси (16), оснащенное электродвигателем (17) для руления на земле, причем летательный аппарат отличается тем, что включает в себя преобразователь (14) электроэнергии, подходящий для соединения с стартером-генератором или с электродвигателем для руления через конфигурируемый модуль (12) распределения электроэнергии, при этом модуль (12) распределения электроэнергии дополнительно включает в себя вход (26) электропитания для внешнего питания преобразователя.

2. Летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что дополнительно включает в себя вспомогательный бортовой силовой модуль (20), оснащенный генератором (22) электроэнергии, и отличающийся тем, что генератор электроэнергии подключен к модулю (12) распределения электроэнергии, чтобы питать преобразователь (14) электроэнергии.

3. Летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что модуль (12) распределения электроэнергии включает в себя конфигурацию, подключающую вход (26) электропитания к входу преобразователя, а выход преобразователя - к первому стартеру-генератору (DG1), работающему в качестве стартера.

4. Летательный аппарат по п. 2, отличающийся тем, что модуль (12) распределения электроэнергии включает в себя конфигурацию, подключающую выход генератора электроэнергии к входу преобразователя, а выход преобразователя (14) - к первому электрическому стартеру-генератору (DG1), работающему в качестве стартера.

5. Летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что модуль распределения электроэнергии включает в себя конфигурацию, подключающую первый стартер-генератор (DG1), работающий в качестве генератора, к входу преобразователя, а выход преобразователя - к электродвигателю (17) для руления шасси.

6. Летательный аппарат по любому из пп. 2-5, отличающийся тем, что модуль (12) распределения электроэнергии включает в себя конфигурацию, подключающую генератор (22) электроэнергии к входу преобразователя, а выход преобразователя - к электродвигателю (17) для руления шасси.

7. Летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что включает в себя, по меньшей мере, один второй турбореактивный двигатель (М2), оснащенный вторым электрическим стартером-генератором (DG2), при этом модуль распределения электроэнергии включает в себя конфигурацию, подключающую первый стартер-генератор (DG1), работающий в качестве генератора, к входу преобразователя, а выход преобразователя (14) - ко второму стартеру-генератору (DG2), действующему в качестве стартера.

Изобретение относится к шасси летательного аппарата (ЛА) и касается узла привода для шасси. Узел привода содержит первое колесо и второе колесо на общей колесной оси, где узел привода является соединяемым с возможностью передачи приводного усилия с одним из колес.

Приводной узел для шасси воздушного судна // 2529558

Изобретение относится к приводному узлу для шасси воздушного судна. Шасси воздушного судна содержит первое и второе колесо на общей оси колес.

Конструкция шасси воздушного судна и узел передней опоры шасси // 2509685

Изобретение относится к конструкции шасси воздушного судна и касается трехопорной конструкции шасси. Конструкция шасси содержит узел передней опоры шасси и узел основной опоры шасси.

Колесо шасси летательного аппарата с аэродинамическим приводом // 2495793

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к устройствам для раскрутки колес шасси летательных аппаратов перед посадкой. Колесо имеет на боковых поверхностях шины лопатки из резины.

Способ привода колес шасси самолета и шасси самолета с приводом колес // 2495792

Изобретение относится к авиационной технике и касается способа привода колес шасси самолета для выравнивания окружной скорости колес со скоростью самолета перед приземлением и для перемещения самолета по земле.

Многофункциональное электромеханическое устройство для шасси // 2487053

Изобретение относится к многофункциональному электромеханическому устройству для шасси летательного аппарата. .

Устройство для раскрутки колеса шасси самолета при полете перед приземлением // 2384467

Изобретение относится к области авиации и авиастроения, касается устройств, повышающих качество и безопасность приземления самолета, и может найти применение при авиаперевозках.

Способ посадки беспилотного летательного аппарата аэродинамического типа // 2278801

Изобретение относится к способам посадки беспилотных летательных аппаратов (БЛА) аэродинамического типа. .

Шасси широкофюзеляжного самолета // 2247678

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к органам и устройствам приземления, пробега и разбега тяжелых, широкофюзеляжных самолетов. .

Устройство для раскрутки колес шасси самолета // 2174933

Изобретение относится к авиационной и космической технике и может быть использовано на различных типах летательных аппаратов. .

Способ раскрутки-торможения колес шасси // 2581996

Изобретение относится к системам привода шасси и касается предварительной раскрутки колес шасси при посадке и торможения после посадки. Перед посадкой каждое колесо шасси вращают с окружной скоростью, равной скорости самолета, с помощью установленных на них электрических машин, которые питают от аккумулятора, и после посадки тормозят. При этом каждое колесо шасси раскручивают и тормозят электромагнитным методом с применением магнитоэлектрического электромеханического преобразователя с кольцевой обмоткой, содержащего якорь, магнитопровод, электропроводящий индуктор, выполненный двойным в виде двух полых цилиндров, набранных из постоянных магнитов, на который подают напряжение от аккумулятора в режиме двигателя при раскручивании и запускают режим реверса при торможении. Достигается возможность выравнивания окружной скорости каждого колеса шасси со скоростью самолета при посадке и управление угловой скоростью вращения каждого колеса при раскрутке и торможении. 2 ил.

Многодвигательный электропривод колеса шасси самолета и способ его работы // 2583535

Изобретение относится к авиастроению и касается электроприводов колес шасси. Многодвигательный электромеханический привод (МЭМП) колеса шасси состоит из нескольких электродвигателей с редукторами, пакета тормозных дисков, и нескольких следящих линейных электроприводов, блоков управления следящими электроприводами, главного блока управления МЭМП, соединенного интерфейсной шиной с блоками управления электродвигателями и датчиками. Каждый электродвигатель следящего электропривода бесколлекторный, постоянного тока, с возбуждением от постоянных магнитов. Редуктор каждого следящего электропривода волновой с телами вращения. Установленные на выходных валах редукторов средства зацепления являются цилиндрическими эксцентриками, имеющими линию симметрии, с закрепленными на них подшипниками качения, взаимодействующими с зубьями цилиндрического зубчатого колеса, сформированными циклоидальной поверхностью, образующими эксцентриково-циклоидальное зацепление. Выходной вал каждого следящего электропривода имеет датчик углового положения, соединенный интерфейсной шиной с блоком управления соответствующего следящего электропривода и с главным блоком управления (ГБУ). Достигается повышение функциональных возможностей и надежности путем резервирования МЭМП. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 15 ил.

Блок привода колеса для присоединения к шасси летательного аппарата // 2598871

Изобретение относится к блоку привода колеса для присоединения к шасси летательного аппарата (ЛА). Блок привода колеса содержит приводной двигатель, установочный компонент, выполненный с возможностью установки на поддерживающий компонент, соединительный компонент, закрепленный разъемным образом к установочному компоненту. Соединительный компонент обеспечивает поддержку крутящего момента приводного двигателя. Блок привода колеса без установочного компонента выполнен с возможностью демонтажа с шасси ЛА во время разъединения крепления с установочным компонентом. Блок также содержит съемное соединение для соединения пары секций электрической линии и/или линии текучей среды. Причем первая часть съемного соединения установлена на установочный компонент, а вторая часть - на соединительный компонент, так что демонтаж блока привода колеса от шасси ЛА также отсоединяет вторую часть съемного соединения от первой части. Достигается простое, легкое и быстрое присоединение и отсоединение от шасси ЛА. 2 н. и 15 з.п. ф-лы, 8 ил.

Блок привода для шасси летательного аппарата с интегрированным охлаждением // 2601794

Изобретение относится к блоку привода для шасси летательного аппарата (ЛА) и касается рассеивания тепла от устройств, ассоциированных с шасси. Блок привода для колеса ЛА ассоциирован с тормозным блоком. Причем блок привода содержит приводной мотор, выполненный с возможностью соединения с возможностью передачи приводного усилия с колесом и с системой охлаждения, включающей в себя блок охлаждения привода, и с блоком охлаждения тормоза. Приводной мотор блока привода выполнен с возможностью соединения с возможностью передачи приводного усилия в качестве общего привода системы охлаждения с системой охлаждения или в качестве привода соответствующего блока охлаждения - с одним из блока охлаждения тормоза или блока охлаждения привода. Достигается обеспечение достаточного охлаждения для тормозного блока и блока привода, обеспечение минимальных требований по пространству ко всей конструкции шасси. 4 н. и 14 з.п. ф-лы, 5 ил.

Устройство электрического питания летательного аппарата на земле // 2603693

Изобретение относится к электротехнике, а именно к устройствам электрического питания летательного аппарата на земле, содержащим два электрических генератора, вращаемых вспомогательной силовой установкой. Первый генератор соединен при помощи средств селективного соединения/разъединения с сетью летательного аппарата и с сетью электрического руления для обеспечения подачи либо переменного напряжения в сеть летательного аппарата, когда он подключен к этой сети, либо переменного напряжения в сеть руления, когда он подключен к этой сети. Второй генератор соединен при помощи средств соединения/разъединения с сетью летательного аппарата для подачи в эту сеть переменного напряжения, только когда первый генератор питает сеть руления. Технический результат состоит в обеспечении независимого питания сети руления от сети летательного аппарата без ограничений, выдвигаемых нормами сертификации сети летательного аппарата. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 6 ил.

Устройство электрического питания летательного аппарата на земле // 2629817

Группа изобретений относится к устройству и способу электрического питания летательного аппарата на земле. Устройство содержит два электрических генератора/стартера, вспомогательную силовую установку, сеть электрического руления с электрическими двигателями приводов колес, сеть электрического питания летательного аппарата, средства селективного соединения/разъединения с сетями летательного аппарата и руления, подключенных определенным образом. Для электрического питания летательного аппарата на земле сеть руления питают при помощи первого генератора, а сеть летательного аппарата питают при помощи второго генератора и при помощи первого генератора, когда функцию руления не используют, при этом второй генератор не используют. Обеспечивается резервирование средств электрического питания сети руления. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

Приводная система шасси (варианты) // 2643114

Изобретение относится к приводным системам для вращения одного или нескольких колес шасси летательного аппарата при рулении на земле и/или для раскручивания колес шасси перед посадкой. Приводная система для вращения колеса содержит электромотор, выполненный с возможностью вращения первой ведущей шестерни посредством первой передачи, и ведомое колесо, выполненное с возможностью крепления к колесу. При этом приводная система имеет первый режим, в котором первая ведущая шестерня входит в зацепление с ведомым колесом для приведения его в движение электромотором посредством первой передачи. Причем или первая ведущая шестерня, или ведомое колесо выполнены в виде первой звездочки, а другая первая ведущая шестерня или другое ведомое колесо содержат ряд расположенных по кольцу роликов, каждый из которых выполнен с возможностью вращения вокруг собственной оси. Причем каждый ролик из ряда установлен с возможностью вращения вокруг штифта. Приводная система выполнена с возможностью переключения из первого режима в третий режим, в котором первая ведущая шестерня не входит в зацепление с ведомым колесом. Достигается повышение надежности и устойчивости к деформации колеса и отклонению осей между ведущим и ведомым колесами. 4 н. и 11 з.п. ф-лы, 25 ил.

Приводная система шасси // 2643857

Изобретение относится к приводным системам для вращения одного или нескольких колес шасси летательного аппарата при рулении на земле и/или раскручивании колес шасси перед посадкой. Приводная система содержит электромотор, выполненный с возможностью вращения первой ведущей шестерни посредством первой передачи, и ведомое колесо, выполненное с возможностью крепления к колесу. При этом приводная система имеет первый режим, в котором первая ведущая шестерня входит в зацепление с ведомым колесом для приведения его в движение электромотором посредством первой передачи. Причем или первая ведущая шестерня, или ведомое колесо выполнены в виде первой звездочки, а другая первая ведущая шестерня или другое ведомое колесо содержат ряд роликов, установленных в два ряда и расположенных по кольцу. Каждый ролик выполнен с возможностью вращения вокруг собственной оси. Причем каждый ролик из ряда установлен с возможностью вращения вокруг штифта, а штифты закреплены на кольцевом опорном элементе. Достигается повышение надежности и устойчивости к деформации колеса и отклонению осей между ведущим и ведомым колесами. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 35 ил.