JPH05185994A - 超高バイパスエンジンを分解する装置および方法 - Google Patents
超高バイパスエンジンを分解する装置および方法Info
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- JPH05185994A JPH05185994A JP4129197A JP12919792A JPH05185994A JP H05185994 A JPH05185994 A JP H05185994A JP 4129197 A JP4129197 A JP 4129197A JP 12919792 A JP12919792 A JP 12919792A JP H05185994 A JPH05185994 A JP H05185994A
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- B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
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- B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】 （修正有）
【目的】 外側エンジン部分と内側エンジン部分を有す
る超高バイパス・タービンエンジンを分解する装置およ
び方法を提供する。 【構成】 複数のファンブレード２４および音響パネル
をエンジンの内側部分から取り外す。複数のファン出口
案内翼３０およびファンケーシング２６を含むエンジン
の外側部分４０を、エンジンから切り離し、軸線方向に
取り外す。エンジンの外側部分のうち、ヒンジ連結逆推
力装置およびヒンジ連結ファンカウリングを航空機パイ
ロンに連結し、交換エンジンと互換可能に使用する。
る超高バイパス・タービンエンジンを分解する装置およ
び方法を提供する。 【構成】 複数のファンブレード２４および音響パネル
をエンジンの内側部分から取り外す。複数のファン出口
案内翼３０およびファンケーシング２６を含むエンジン
の外側部分４０を、エンジンから切り離し、軸線方向に
取り外す。エンジンの外側部分のうち、ヒンジ連結逆推
力装置およびヒンジ連結ファンカウリングを航空機パイ
ロンに連結し、交換エンジンと互換可能に使用する。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】この発明は、ターボファン・ガス
タービンエンジンを分解する方法および装置に関する。
さらに詳しくは、この発明は、エンジンの内側部分を実
質的に元のまま取り外し、したがってシャフトまたは精
巧に心合せされた部品の切り離しを必要としない、エン
ジン取り外し装置および方法に関する。
タービンエンジンを分解する方法および装置に関する。
さらに詳しくは、この発明は、エンジンの内側部分を実
質的に元のまま取り外し、したがってシャフトまたは精
巧に心合せされた部品の切り離しを必要としない、エン
ジン取り外し装置および方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】ターボファン・ガスタービンエンジンは
通常、コアエンジンを前部装着ファンモジュールに駆動
関係で連結している。高バイパス比エンジンのファンモ
ジュールは、直径の大きい単一段ファンと、多段中間圧
力圧縮機またはブースタとを含む。ファンは複数の構造
部材で支持されたファンケーシングで囲まれ、一方構造
部材はブースタを包囲するケーシング上に支持されてい
る。コアエンジンは、高圧圧縮機と、燃焼器と、多段タ
ービンとを含み、多段タービンは燃焼器から出てくる燃
焼ガスからエネルギーを抽出し、圧縮機およびファンを
駆動する。
通常、コアエンジンを前部装着ファンモジュールに駆動
関係で連結している。高バイパス比エンジンのファンモ
ジュールは、直径の大きい単一段ファンと、多段中間圧
力圧縮機またはブースタとを含む。ファンは複数の構造
部材で支持されたファンケーシングで囲まれ、一方構造
部材はブースタを包囲するケーシング上に支持されてい
る。コアエンジンは、高圧圧縮機と、燃焼器と、多段タ
ービンとを含み、多段タービンは燃焼器から出てくる燃
焼ガスからエネルギーを抽出し、圧縮機およびファンを
駆動する。
【０００３】このような高バイパスエンジンを航空機に
装着するには、通常、翼または胴体上の構造部材（スト
ラットまたはパイロンと呼ぶこともある）にエンジンを
連結する構造支持体が、装着位置にもよるが、１つ以上
必要である。構造支持体は空気力学的カウリング（ナセ
ルと呼ぶこともある）を貫通し、エンジンケーシングに
連結している。連結はファンケーシング（またはシュラ
ウド）に、またタービンを囲むケーシングに行えばよ
い。一般に、適当な形態の構造ヨークをエンジンケーシ
ングに取付け、構造支持体をヨークに取付ける。
装着するには、通常、翼または胴体上の構造部材（スト
ラットまたはパイロンと呼ぶこともある）にエンジンを
連結する構造支持体が、装着位置にもよるが、１つ以上
必要である。構造支持体は空気力学的カウリング（ナセ
ルと呼ぶこともある）を貫通し、エンジンケーシングに
連結している。連結はファンケーシング（またはシュラ
ウド）に、またタービンを囲むケーシングに行えばよ
い。一般に、適当な形態の構造ヨークをエンジンケーシ
ングに取付け、構造支持体をヨークに取付ける。
【０００４】ガスタービンエンジンが一層高出力かつ大
形になるにつれて、このようなエンジンの取扱いや移送
についての関心が払われるようになっている。特に、現
在、直径が１２フィート程度のファンおよびファンケー
シングを有するエンジンが開発されつつある。このよう
なエンジンの空輸または地上移送は、現在の商用航空機
および道路移送のガイドラインから見ると、実用的でな
い。したがって、このようなエンジンを組立て、分解し
て、航空機または地上移送の寸法制限を越えずに移送す
ることを可能にする、方法が望まれている。
形になるにつれて、このようなエンジンの取扱いや移送
についての関心が払われるようになっている。特に、現
在、直径が１２フィート程度のファンおよびファンケー
シングを有するエンジンが開発されつつある。このよう
なエンジンの空輸または地上移送は、現在の商用航空機
および道路移送のガイドラインから見ると、実用的でな
い。したがって、このようなエンジンを組立て、分解し
て、航空機または地上移送の寸法制限を越えずに移送す
ることを可能にする、方法が望まれている。
【０００５】このような大形エンジンの取扱いと移送に
関連した問題は、出荷だけでなく、航空機整備における
エンジンの装着、取り外しおよび取扱いにまで及んでい
る。したがって、このような直径の大きなファンに伴う
問題を解決したエンジンの整備方法および装置も望まれ
ている。
関連した問題は、出荷だけでなく、航空機整備における
エンジンの装着、取り外しおよび取扱いにまで及んでい
る。したがって、このような直径の大きなファンに伴う
問題を解決したエンジンの整備方法および装置も望まれ
ている。
【０００６】
【発明の目的】したがって、この発明の目的は、内側エ
ンジン部品の実質的な分解を必要とせずに、大形ターボ
ファンエンジンの分解を可能にすることにある。この発
明の別の目的は、エンジンの内側部分に配置されたシャ
フトを破壊したり切り離したりする必要なしに、大形タ
ーボファンエンジンの分解を可能にすることにある。
ンジン部品の実質的な分解を必要とせずに、大形ターボ
ファンエンジンの分解を可能にすることにある。この発
明の別の目的は、エンジンの内側部分に配置されたシャ
フトを破壊したり切り離したりする必要なしに、大形タ
ーボファンエンジンの分解を可能にすることにある。
【０００７】この発明の他の目的は、エンジン部品の移
送を一層簡単に達成するよう、大形ターボファンエンジ
ンを分解することを可能にすることにある。
送を一層簡単に達成するよう、大形ターボファンエンジ
ンを分解することを可能にすることにある。
【０００８】
【発明の概要】これらのそして他の目的を達成するこの
発明のエンジン組立体は、外側部分および内側部分を有
し、外側部分は、ファンケースと複数の構造的かつ空気
力学的部材とを含む。エンジンの内側部分は、スピンナ
組立体から一次ノズルまで延在し、逆推力装置の半径方
向内方に配置されたエンジン構成部品を含む。
発明のエンジン組立体は、外側部分および内側部分を有
し、外側部分は、ファンケースと複数の構造的かつ空気
力学的部材とを含む。エンジンの内側部分は、スピンナ
組立体から一次ノズルまで延在し、逆推力装置の半径方
向内方に配置されたエンジン構成部品を含む。
【０００９】翼下配置にて航空機パイロンに装着された
エンジンに関連した１実施例では、ヒンジ連結ファンカ
ウリングを開いて、エンジンの外側部分の簡単な点検を
出来るようにする。ファンカウリングは、パイロンに連
結し、航空機上にとどめても、あるいは通常のＡフレー
ムホイストを用いて取り外してもよい。ヒンジ連結Ｄダ
クト型逆推力装置を開いて、エンジンの後方部分の点検
を出来るようにする。逆推力装置をパイロンに連結し
て、逆推力装置を航空機上にとどめておくことができる
ようにするのが好ましい。ドリー／エンジンクレイドル
組立体をエンジンの下に配置し、前部および後部エンジ
ンマウントにてエンジンに取付ける。つぎにエンジンを
パイロンから取り外し、電気および油圧ラインを切り離
し、エンジンを取付けたクレイドルをドリーまで下げ、
こうしてエンジンを航空機から取り外す。
エンジンに関連した１実施例では、ヒンジ連結ファンカ
ウリングを開いて、エンジンの外側部分の簡単な点検を
出来るようにする。ファンカウリングは、パイロンに連
結し、航空機上にとどめても、あるいは通常のＡフレー
ムホイストを用いて取り外してもよい。ヒンジ連結Ｄダ
クト型逆推力装置を開いて、エンジンの後方部分の点検
を出来るようにする。逆推力装置をパイロンに連結し
て、逆推力装置を航空機上にとどめておくことができる
ようにするのが好ましい。ドリー／エンジンクレイドル
組立体をエンジンの下に配置し、前部および後部エンジ
ンマウントにてエンジンに取付ける。つぎにエンジンを
パイロンから取り外し、電気および油圧ラインを切り離
し、エンジンを取付けたクレイドルをドリーまで下げ、
こうしてエンジンを航空機から取り外す。
【００１０】ひとたび航空機から取り外したら、エンジ
ンを移送用に分解することができる。まず、入口を取り
外す。この目的に通常のＡフレームを使用することがで
きる。その後、二部品ファンスピンナを取り外し、ファ
ンブレードおよびプラットホームの保持機構の点検を可
能にする。ファンブレードおよびプラットホームを取り
外した後、音響パネルを取り外し、出口案内翼（ＯＧ
Ｖ）のハブの前部にあるボルトの点検を可能にする。こ
れらのボルトを抜いて、ＯＧＶをＯＧＶハブから釈放す
る。最終解放工程の間、ファンケースドリーをファンケ
ースの下に配置して、ファンケースを支持し、その後、
ファンケースをエンジンから取り外す。ファンケースを
取り外した後、好ましくは、保護カバーをファンディス
クおよびブースタの上にかぶせる。最後に、排気ノズル
を取り外すと、エンジンはオーバーホール施設に移送す
る準備ができている。
ンを移送用に分解することができる。まず、入口を取り
外す。この目的に通常のＡフレームを使用することがで
きる。その後、二部品ファンスピンナを取り外し、ファ
ンブレードおよびプラットホームの保持機構の点検を可
能にする。ファンブレードおよびプラットホームを取り
外した後、音響パネルを取り外し、出口案内翼（ＯＧ
Ｖ）のハブの前部にあるボルトの点検を可能にする。こ
れらのボルトを抜いて、ＯＧＶをＯＧＶハブから釈放す
る。最終解放工程の間、ファンケースドリーをファンケ
ースの下に配置して、ファンケースを支持し、その後、
ファンケースをエンジンから取り外す。ファンケースを
取り外した後、好ましくは、保護カバーをファンディス
クおよびブースタの上にかぶせる。最後に、排気ノズル
を取り外すと、エンジンはオーバーホール施設に移送す
る準備ができている。
【００１１】この発明の構成とその効果を一層よく理解
できるように、以下に図面を参照しながら、この発明の
好適な実施例を詳しく説明する。
できるように、以下に図面を参照しながら、この発明の
好適な実施例を詳しく説明する。
【００１２】
【実施例の説明】図１に、高バイパス比ガスタービンエ
ンジン１０の１例をほぼ上半分の断面図として示す。エ
ンジン１０はコアエンジン部分１２と、ステータまたは
ファン部分１４とを有する。コアエンジン部分１２はロ
ータモジュールとも言う。ロータモジュールまたはコア
エンジン１２は、中間圧力圧縮機またはブースタ段１
６、高圧圧縮機段１８、燃焼器段２０、高圧タービン段
２１および低圧タービン段２２を、すべてエンジン中心
線２３上に心合せ関係にて含む。コアエンジン１２はさ
らに、ファンブレード２４およびスピンナ組立体２８を
含む。ファン部分１４はファンカウリング２７とファン
ケーシング２６を含む。ファンカウリング２７はファン
ケーシング２６を包囲し、エンジン１０のファン部分を
半径方向に囲んでいる。
ンジン１０の１例をほぼ上半分の断面図として示す。エ
ンジン１０はコアエンジン部分１２と、ステータまたは
ファン部分１４とを有する。コアエンジン部分１２はロ
ータモジュールとも言う。ロータモジュールまたはコア
エンジン１２は、中間圧力圧縮機またはブースタ段１
６、高圧圧縮機段１８、燃焼器段２０、高圧タービン段
２１および低圧タービン段２２を、すべてエンジン中心
線２３上に心合せ関係にて含む。コアエンジン１２はさ
らに、ファンブレード２４およびスピンナ組立体２８を
含む。ファン部分１４はファンカウリング２７とファン
ケーシング２６を含む。ファンカウリング２７はファン
ケーシング２６を包囲し、エンジン１０のファン部分を
半径方向に囲んでいる。
【００１３】ファンスピンナ組立体２８は、ファンブレ
ード２４の前に配置され、コアエンジン１２の一部をな
すロータ組立体３８（図２に示す）に連結している。フ
ァンブレード２４の後ろには、ファン部分１４の一部を
なす複数の円周方向に間隔をあけた出口案内翼またはフ
ァンフレームストラット３０が配置されている。これら
の出口案内翼３０はエンジンコア１２をエンジン１０の
ファン部分に連結し、構造的支持を行う。エンジン１０
の後部には、外側部材３４と内側部材３５を含む一次ノ
ズル３３が配置されている。タービン段２２により駆動
されるファンシャフト３７がエンジンに貫通し、ブース
タ段１６と駆動関係で連結されている。ファンシャフト
３７は、ファンロータ組立体３８（図２に示す）を介し
てファンブレード２４を回転する。
ード２４の前に配置され、コアエンジン１２の一部をな
すロータ組立体３８（図２に示す）に連結している。フ
ァンブレード２４の後ろには、ファン部分１４の一部を
なす複数の円周方向に間隔をあけた出口案内翼またはフ
ァンフレームストラット３０が配置されている。これら
の出口案内翼３０はエンジンコア１２をエンジン１０の
ファン部分に連結し、構造的支持を行う。エンジン１０
の後部には、外側部材３４と内側部材３５を含む一次ノ
ズル３３が配置されている。タービン段２２により駆動
されるファンシャフト３７がエンジンに貫通し、ブース
タ段１６と駆動関係で連結されている。ファンシャフト
３７は、ファンロータ組立体３８（図２に示す）を介し
てファンブレード２４を回転する。
【００１４】図１から明らかなように、直径の極めて大
きいファンブレード２４にとってエンジン１０の取扱い
が重要な問題である。ブレード２４を取外すことが可能
であるが、当業界ではブレード２４、ブースタ段１６お
よびファンケース２６を一体のモジュールとして取扱う
のが慣行である。ある種のエンジンは、２部品ファンシ
ャフトがだいたい中心線２３に沿ってブースタ段１６の
後方で分離できるように構成されている。これらのエン
ジンは分割型ファンエンジンと称する。ファン前部シャ
フトとファン中間シャフトを適切に取り付けるのが困難
なので、分割型ファンエンジンの組立および／または分
解は複雑である。このようなファン分割式のエンジン分
離方法では、ファンケース２６、構造用出口案内翼３
０、ファンスピンナ組立体２８およびファンブレード２
４が、ファンロータ３８、ブースタ段１６およびシャフ
ト３７の前方部分とともに、前部モジュールに含まれ
る。
きいファンブレード２４にとってエンジン１０の取扱い
が重要な問題である。ブレード２４を取外すことが可能
であるが、当業界ではブレード２４、ブースタ段１６お
よびファンケース２６を一体のモジュールとして取扱う
のが慣行である。ある種のエンジンは、２部品ファンシ
ャフトがだいたい中心線２３に沿ってブースタ段１６の
後方で分離できるように構成されている。これらのエン
ジンは分割型ファンエンジンと称する。ファン前部シャ
フトとファン中間シャフトを適切に取り付けるのが困難
なので、分割型ファンエンジンの組立および／または分
解は複雑である。このようなファン分割式のエンジン分
離方法では、ファンケース２６、構造用出口案内翼３
０、ファンスピンナ組立体２８およびファンブレード２
４が、ファンロータ３８、ブースタ段１６およびシャフ
ト３７の前方部分とともに、前部モジュールに含まれ
る。
【００１５】したがって、コアエンジンの取扱いを容易
にするために、ファンモジュールと大きな外部部品とを
分離することは実際的でなかった。さらに、このような
分離が回転界面でも行われる場合には、このような界面
には軸受または臨界的心合せが含まれるので、エンジン
を分離することが望ましくない。図２に、図１と同様の
この発明のエンジン組立体１０を簡単に線図的に示す。
入口４０およびファンカウリング２７がエンジン１０の
最前部に配置されている。入口４０の円周形状が形成す
る空気通路を通して空気がエンジンに入る。入口４０の
後ろにファンケース２６が位置し、このファンケース２
６はファンカウリング２７に連結するのがよい。ファン
ケース２６は、その半径方向内側に位置するファンブレ
ード２４を包囲している。ファンブレード２４の後ろ
に、ファン出口案内翼（ＯＧＶ）３０が位置し、出口案
内翼３０の半径方向外方の先端部分はファンケーシング
２６に連結されている。さらに、前部エンジンマウント
４２が、航空機翼４６に取付けた翼パイロン４４に連結
している。図２の破線４８は、入口４０、ファンケーシ
ング２６およびファン出口案内翼３０を含む、エンジン
１０の外側部分を示す。
にするために、ファンモジュールと大きな外部部品とを
分離することは実際的でなかった。さらに、このような
分離が回転界面でも行われる場合には、このような界面
には軸受または臨界的心合せが含まれるので、エンジン
を分離することが望ましくない。図２に、図１と同様の
この発明のエンジン組立体１０を簡単に線図的に示す。
入口４０およびファンカウリング２７がエンジン１０の
最前部に配置されている。入口４０の円周形状が形成す
る空気通路を通して空気がエンジンに入る。入口４０の
後ろにファンケース２６が位置し、このファンケース２
６はファンカウリング２７に連結するのがよい。ファン
ケース２６は、その半径方向内側に位置するファンブレ
ード２４を包囲している。ファンブレード２４の後ろ
に、ファン出口案内翼（ＯＧＶ）３０が位置し、出口案
内翼３０の半径方向外方の先端部分はファンケーシング
２６に連結されている。さらに、前部エンジンマウント
４２が、航空機翼４６に取付けた翼パイロン４４に連結
している。図２の破線４８は、入口４０、ファンケーシ
ング２６およびファン出口案内翼３０を含む、エンジン
１０の外側部分を示す。
【００１６】各ファン出口案内翼３０の半径方向内方の
先端部分はファン出口案内翼支持部材５０に取付けら
れ、そこにボルト５２によって固定されている。支持部
材５０は、エンジンのブースタ区域を包囲するブースタ
ケーシング５４に連結している。ファンカウリング２７
およびファン出口案内翼３０の後ろに、Ｄダクト型逆推
力装置５６が配置されている。この逆推力装置５６はフ
ァン部分５８、コア部分６０およびリンク６２を含む。
リンク６２はコア部分６０のまわりに円周方向に延在す
る。逆推力装置５６のコア部分６０から半径方向内方に
スラストリンク６４が配置されている。このスラストリ
ンク６４の一端は、逆推力装置５６の後方の位置６６で
パイロン４４に取付けられている。スラストリンク６４
の他端は、ブースタケース５４のまわりに円周方向に延
在するブラケット（図示せず）によって、ブースタケー
ス５４に連結されている。位置６６の後ろに後部エンジ
ンマウント６８があり、パイロン４４をコアエンジン１
２のフレーム３１に連結している。
先端部分はファン出口案内翼支持部材５０に取付けら
れ、そこにボルト５２によって固定されている。支持部
材５０は、エンジンのブースタ区域を包囲するブースタ
ケーシング５４に連結している。ファンカウリング２７
およびファン出口案内翼３０の後ろに、Ｄダクト型逆推
力装置５６が配置されている。この逆推力装置５６はフ
ァン部分５８、コア部分６０およびリンク６２を含む。
リンク６２はコア部分６０のまわりに円周方向に延在す
る。逆推力装置５６のコア部分６０から半径方向内方に
スラストリンク６４が配置されている。このスラストリ
ンク６４の一端は、逆推力装置５６の後方の位置６６で
パイロン４４に取付けられている。スラストリンク６４
の他端は、ブースタケース５４のまわりに円周方向に延
在するブラケット（図示せず）によって、ブースタケー
ス５４に連結されている。位置６６の後ろに後部エンジ
ンマウント６８があり、パイロン４４をコアエンジン１
２のフレーム３１に連結している。
【００１７】エンジン１０の内側部分７２は、エンジン
のスピンナ組立体２８から、逆推力装置５６の半径方向
内方に位置する一次ノズル３３まで延在する部分として
定義される。エンジンの内側部分７２は、エンジンの外
側部分の一部として定義された、すなわち図２の破線４
８の内側にあるファン出口案内翼３０を含まない。
のスピンナ組立体２８から、逆推力装置５６の半径方向
内方に位置する一次ノズル３３まで延在する部分として
定義される。エンジンの内側部分７２は、エンジンの外
側部分の一部として定義された、すなわち図２の破線４
８の内側にあるファン出口案内翼３０を含まない。
【００１８】図３は、この発明のファンブレードおよび
ＯＧＶ取付け部分を拡大して示す部分的断面図である。
ファンブレード２４がブレードプラットホーム７４に連
結されている。ブレード２４はロータ組立体３８にがた
つき防止ばね７６によって固着されている。後部スピン
ナ７８はロータ組立体３８にボルト８０によって連結さ
れ、前部スピンナ８２は後部スピンナ７８にボルト８４
によって連結されている。ブレードプラットホーム７４
はピン８６によりロータ組立体３８に連結されている。
ＯＧＶ取付け部分を拡大して示す部分的断面図である。
ファンブレード２４がブレードプラットホーム７４に連
結されている。ブレード２４はロータ組立体３８にがた
つき防止ばね７６によって固着されている。後部スピン
ナ７８はロータ組立体３８にボルト８０によって連結さ
れ、前部スピンナ８２は後部スピンナ７８にボルト８４
によって連結されている。ブレードプラットホーム７４
はピン８６によりロータ組立体３８に連結されている。
【００１９】音響パネル９２がブースタケーシング５４
に、さねはぎすべり継手９４によって連結されている。
また音響パネル９２は支持体５０にボルト９６で連結さ
れている。ファン出口案内翼３０が支持体５０にボルト
５２、９８で連結されている。この発明のファンカウリ
ング２７および逆推力装置５６は両方とも、ヒンジ連結
され、分岐組立体に分割され、これらを開放した時に内
側のエンジン部品に容易に点検できるようにしている。
このようなヒンジ連結されたカウリングおよび逆推力装
置は、当業界で周知である。ヒンジ連結され二分岐され
た逆推力装置の１例が、Ｊｏｈｎｓｔｏｎらの米国特許
第３，５４１，７９４号に開示されている。ファンカウ
リングおよび逆推力装置のそれぞれの半部は、航空機翼
から延在するパイロンに回転自在に取付けられている。
ファンカウリングおよび逆推力装置のそれぞれの半部
は、ラッチ手段により閉止位置に締結される。逆推力装
置５６のラッチ手段の位置を図２に９７で示す。ラッチ
止めされた締結位置は、もちろん、エンジンの運転期間
中に必要である。しかし、エンジン内部を点検したいと
きには、ファンカウリング２７および逆推力装置５６の
それぞれの半部を、ラッチをはずし、上向きに回転で
き、エンジンを全長にわたって点検可能にする。
に、さねはぎすべり継手９４によって連結されている。
また音響パネル９２は支持体５０にボルト９６で連結さ
れている。ファン出口案内翼３０が支持体５０にボルト
５２、９８で連結されている。この発明のファンカウリ
ング２７および逆推力装置５６は両方とも、ヒンジ連結
され、分岐組立体に分割され、これらを開放した時に内
側のエンジン部品に容易に点検できるようにしている。
このようなヒンジ連結されたカウリングおよび逆推力装
置は、当業界で周知である。ヒンジ連結され二分岐され
た逆推力装置の１例が、Ｊｏｈｎｓｔｏｎらの米国特許
第３，５４１，７９４号に開示されている。ファンカウ
リングおよび逆推力装置のそれぞれの半部は、航空機翼
から延在するパイロンに回転自在に取付けられている。
ファンカウリングおよび逆推力装置のそれぞれの半部
は、ラッチ手段により閉止位置に締結される。逆推力装
置５６のラッチ手段の位置を図２に９７で示す。ラッチ
止めされた締結位置は、もちろん、エンジンの運転期間
中に必要である。しかし、エンジン内部を点検したいと
きには、ファンカウリング２７および逆推力装置５６の
それぞれの半部を、ラッチをはずし、上向きに回転で
き、エンジンを全長にわたって点検可能にする。
【００２０】図４は、ファン出口案内翼（ＯＧＶ）３０
の半径方向外端に隣接する前部エンジンマウント４２の
拡大図である。この前部エンジンマウント４２はパイロ
ン４４に連結され、支持部材１００とクレビス継手９９
を形成する。支持部材１００は、出口案内翼３０および
ファンケーシング２６に連結されている。支持部材１０
０のすぐ後ろには、逆推力装置５６をファンケーシング
２６に連結する環状のさねはぎ継手１０２が配置されて
いる。
の半径方向外端に隣接する前部エンジンマウント４２の
拡大図である。この前部エンジンマウント４２はパイロ
ン４４に連結され、支持部材１００とクレビス継手９９
を形成する。支持部材１００は、出口案内翼３０および
ファンケーシング２６に連結されている。支持部材１０
０のすぐ後ろには、逆推力装置５６をファンケーシング
２６に連結する環状のさねはぎ継手１０２が配置されて
いる。
【００２１】図５は、取外しまたは取付け工程中のエン
ジンを簡略化して示し、ともにパイロン４４に回転自在
に取付けた逆推力装置５６とファンカウリング２７を開
いた状態を示す。しかし、Ａフレーム型ホイスト１０４
の設置で示唆されるように、エンジンの装着または取外
し時に、ファンカウリング２７をパイロン上に残さず
に、エンジンから取外すことができる。説明の便宜上、
整備のためにエンジン１０を航空機から取りはずす場合
であるとする。まず、ヒンジ連結したファンカウリング
２７および逆推力装置５６を図５に示す位置まで開く。
このエンジン１０に適合するよう特別に設計された、当
業界で周知の形式のエンジンクレイドル／ドリー組立体
（図示せず）をエンジンの下へ転動し、クレイドルを支
持位置まで持ち上げる。エンジンをパイロンからはずす
前に、クレイドルをエンジンに取付ける。前部マウント
４２および後部マウント６８のボルトを抜いて、エンジ
ンをパイロンから取りはずす。スラストリンク６４も位
置６６でパイロン４４から取りはずす。最後に、航空機
のインターフェース接続箱（図示せず）での電気および
油圧連結部を切り離し、エンジンを航空機から取りはず
す。つぎに、クレイドルおよびエンジンをドリーまで下
げ、エンジン分解位置まで転動する。
ジンを簡略化して示し、ともにパイロン４４に回転自在
に取付けた逆推力装置５６とファンカウリング２７を開
いた状態を示す。しかし、Ａフレーム型ホイスト１０４
の設置で示唆されるように、エンジンの装着または取外
し時に、ファンカウリング２７をパイロン上に残さず
に、エンジンから取外すことができる。説明の便宜上、
整備のためにエンジン１０を航空機から取りはずす場合
であるとする。まず、ヒンジ連結したファンカウリング
２７および逆推力装置５６を図５に示す位置まで開く。
このエンジン１０に適合するよう特別に設計された、当
業界で周知の形式のエンジンクレイドル／ドリー組立体
（図示せず）をエンジンの下へ転動し、クレイドルを支
持位置まで持ち上げる。エンジンをパイロンからはずす
前に、クレイドルをエンジンに取付ける。前部マウント
４２および後部マウント６８のボルトを抜いて、エンジ
ンをパイロンから取りはずす。スラストリンク６４も位
置６６でパイロン４４から取りはずす。最後に、航空機
のインターフェース接続箱（図示せず）での電気および
油圧連結部を切り離し、エンジンを航空機から取りはず
す。つぎに、クレイドルおよびエンジンをドリーまで下
げ、エンジン分解位置まで転動する。
【００２２】エンジンを分解するには、必ずしも必要で
はないが、ホイスト１０４と同様の別のＡフレーム型ホ
イストを用いて、入口４０を取りはずすのがよい。その
後、ボルト８４を抜いて、前部スピンナ８２をエンジン
組立体１０から取りはずす。ボルト８０を抜いて、後部
スピンナ７８をロータ組立体３８から取りはずす。保持
用ボルトまたはピン８６を抜いて、ファンブレードプラ
ットホーム７４を取りはずす。がたつき防止ばね７６を
はずして、ファンブレード２４を取りはずす。ボルト９
６を抜き、さねはぎすべり継手９４を切り離して、音響
パネル９２を取りはずす。この最後の工程により、ファ
ン出口案内翼（ＯＧＶ）３０をエンジンに連結している
ボルト９８に点検可能になる。ボルト５２を支持体５０
から抜き去ることにより、ＯＧＶ３０の半径方向内側の
切り離しを完了する。ファンケース２６およびまだ連結
されているＯＧＶ３０は、別のクレイドル／ドリー組立
体で支持し、上述した工程に引き続いて、エンジンから
分離することができる。この後、排気ノズル３３を取外
し、保護カバー（図示せず）をファンディスクおよびブ
ースタの上にかぶせれば、エンジンはいつでもオーバー
ホール施設に移送できる。
はないが、ホイスト１０４と同様の別のＡフレーム型ホ
イストを用いて、入口４０を取りはずすのがよい。その
後、ボルト８４を抜いて、前部スピンナ８２をエンジン
組立体１０から取りはずす。ボルト８０を抜いて、後部
スピンナ７８をロータ組立体３８から取りはずす。保持
用ボルトまたはピン８６を抜いて、ファンブレードプラ
ットホーム７４を取りはずす。がたつき防止ばね７６を
はずして、ファンブレード２４を取りはずす。ボルト９
６を抜き、さねはぎすべり継手９４を切り離して、音響
パネル９２を取りはずす。この最後の工程により、ファ
ン出口案内翼（ＯＧＶ）３０をエンジンに連結している
ボルト９８に点検可能になる。ボルト５２を支持体５０
から抜き去ることにより、ＯＧＶ３０の半径方向内側の
切り離しを完了する。ファンケース２６およびまだ連結
されているＯＧＶ３０は、別のクレイドル／ドリー組立
体で支持し、上述した工程に引き続いて、エンジンから
分離することができる。この後、排気ノズル３３を取外
し、保護カバー（図示せず）をファンディスクおよびブ
ースタの上にかぶせれば、エンジンはいつでもオーバー
ホール施設に移送できる。
【００２３】上述した説明はこの発明の具体的な説明で
あって、限定的なものではない。上述した教示にしたが
って、種々の変更や変形が可能である。したがって、こ
の発明は、特許請求の範囲内であれば、上述した特定の
実施例以外にも実施可能である。
あって、限定的なものではない。上述した教示にしたが
って、種々の変更や変形が可能である。したがって、こ
の発明は、特許請求の範囲内であれば、上述した特定の
実施例以外にも実施可能である。
【図１】ガスタービンエンジンの１例の概略を示す上半
部の断面図である。
部の断面図である。
【図２】この発明のエンジン組立体の概略を示す線図的
側面図である。
側面図である。
【図３】この発明のロータおよびブースタ領域を示す拡
大図である。
大図である。
【図４】この発明の前部エンジンマウントを示す拡大図
である。
である。
【図５】この発明の逆推力装置およびファンカウリング
を示す斜視図である。
を示す斜視図である。
１０ ガスタービンエンジン １２ コアエンジン １４ ファン ２４ ファンブレード ２６ ファンケーシング ２７ ファンカウリング ２８ スピンナ組立体 ３０ 出口案内翼（ＯＧＶ） ３３ 一次ノズル ３７ ファンシャフト ３８ ロータ組立体 ４０ 入口 ４２ 前部エンジンマウント ４４ パイロン ４８ 外側部分 ５０ 支持部材 ５６ 逆推力装置 ６４ スラストリンク ６８ 後部エンジンマウント ７２ 内側部分 ７４ ブレードプラットホーム ７８ 後部スピンナ ８２ 前部スピンナ ９２ 音響パネル
Claims (7)
- 【請求項１】パイロンを介して航空機に取り付けること
のできる取り外し可能なターボファン・エンジン組立体
において、この組立体が外側エンジン部分と内側エンジ
ン部分とを有し、上記組立体はエンジン組立体の内側部
分の点検のため作動しうるヒンジ連結逆推力装置と、 エンジン組立体の外側部分の点検のため作動しうるヒン
ジ連結ファンカウリングと、 エンジンの内側部分を航空機に取り付けたパイロンに連
結するためのスラストリンクおよび前部および後部マウ
ントと、 上記エンジン組立体の内側部分を外側部分から軸線方向
に分離する手段とを含む取り外し可能なターボファン・
エンジン組立体。 - 【請求項２】上記ファンカウリングおよび逆推力装置が
パイロンに連結された請求項１に記載のエンジン組立
体。 - 【請求項３】上記エンジン組立体の外側部分が、複数の
出口案内翼と、これらの出口案内翼に支持されたファン
ケーシングと、空気を上記ファンケーシングに導く入口
とを含む請求項２に記載のエンジン組立体。 - 【請求項４】上記複数の出口案内翼がそれぞれの半径方
向内端でエンジン組立体の内側部分に着脱自在に連結さ
れた請求項３に記載のエンジン組立体。 - 【請求項５】上記エンジンの内側部分がさらに、 前部スピンナと、 前部スピンナに連結された後部スピンナと、 上記後部スピンナに連結されたロータ組立体と、 上記ロータ組立体に連結された複数のファンブレード
と、 上記複数のファンブレードを上記ロータ組立体から切り
離す手段とを含む請求項４に記載のエンジン組立体。 - 【請求項６】エンジンを航空機から取りはずし、分解す
るにあたり、軸線方向ファンシャフトを含むエンジンの
内側部分が実質的に元のままであり、上記エンジンは、
航空機に取付けたパイロンにそれぞれ連結されたヒンジ
連結逆推力装置およびヒンジ連結ファンカウリングと、
エンジンをパイロンに連結するスラストリンクおよび前
部および後部エンジンマウントと、ファンケーシングを
エンジンの内側部分に連結する複数の出口案内翼と、フ
ァンケーシング内で回転自在にファンシャフトに連結さ
れた複数の個別取付けのファンブレードを有するファン
とを含み、 ａ）上記エンジンの内側部分の点検のため、ヒンジ連結
ファンカウルおよびヒンジ連結逆推力装置を開放し、 ｂ）前部および後部マウントおよびスラストリンクの位
置でエンジンを航空機から切り離し、 ｃ）実質的に元なエンジンを航空機から取り外し、 ｄ）ファンブレードをエンジンから切り離し、ブレード
をファンケーシング内から取り外し、 ｅ）出口案内翼をエンジンの内側部分から切り離し、こ
れによりファンケーシングをエンジンからはずし、 ｆ）ファンケーシングをエンジンから軸線方向に取り外
し、エンジンの内側部分を元のまま移送可能な状態に置
く工程を含むエンジンの取り外し、分解方法。 - 【請求項７】タービンエンジンを航空機から取りはず
し、エンジンから回転部品を一体構造として分解するに
あたり、上記エンジンは内側部分および外側部分を有
し、ヒンジ連結逆推力装置がエンジンの内側部分に連結
され、ヒンジ連結ファンカウリングがエンジンの外側部
分に連結され、上記ヒンジ連結逆推力装置およびヒンジ
連結ファンカウリングは航空機に取付けたパイロンに連
結され、スラストリンクおよび前部および後部エンジン
マウントがエンジンの内側部分をパイロンに連結し、上
記エンジンの内側部分は複数の出口案内翼に連結された
ブースタケーシングを含み、出口案内翼はエンジンの外
側部分の一部をなし、出口案内翼それぞれがファンケー
シングに連結され、上記エンジンの内側部分はさらに、
複数の出口案内翼およびブースタケーシングに連結され
た複数の音響パネルと、前部スピンナおよび後部スピン
ナと、後部スピンナに連結されたロータ組立体と、ロー
タ組立体に連結された複数のブレードプラットホーム
と、ブレードプラットホームに連結された複数のファン
ブレードと、エンジンの後端に連結された排気ノズルと
を含み、 ａ）上記エンジンの内側部分の点検のため、ヒンジ連結
逆推力装置およびヒンジ連結ファンカウリングを開放
し、 ｂ）前部および後部マウントおよびスラストリンクの位
置でエンジンを航空機から切り離し、 ｃ）クレイドル／ドリー組立体をエンジンの下に配置し
て取り外しに備えてエンジンを支持し、 ｄ）エンジンへの油圧および電気接続部を切り離し、フ
ァンおよびファンケーシングを含むエンジンを上記ドリ
ーまで下げ、 ｅ）実質的に元のままのエンジンを分解位置まで移送
し、 ｆ）前部および後部スピンナをロータ組立体から切り離
し、取り外し、 ｇ）ブレードプラットホームをロータ組立体から切り離
し、取り外し、 ｈ）ファンブレードをロータ組立体から切り離し、取り
外し、 ｉ）音響パネルを切り離し、取り外し、 ｊ）出口案内翼をそれらのエンジンの内側部分への連結
部から切り離し、 ｋ）ファンケーシングをエンジンから取り外し、 ｌ）保護カバーをブースタケーシングの上にかぶせ、 ｍ）排気ノズルをエンジンから切り離し、取り外し、こ
うしてエンジンの回転部品を元のまま維持して移送可能
な状態に置く工程を含むエンジンの取り外し、分解方
法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US70826391A | 1991-05-28 | 1991-05-28 | |
| US708263 | 1991-05-28 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05185994A true JPH05185994A (ja) | 1993-07-27 |
| JP2766423B2 JP2766423B2 (ja) | 1998-06-18 |
Family
ID=24845077
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP4129197A Expired - Fee Related JP2766423B2 (ja) | 1991-05-28 | 1992-05-22 | 取り外し可能なターボファン・エンジン組立体 |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| EP (1) | EP0516388B1 (ja) |
| JP (1) | JP2766423B2 (ja) |
| DE (1) | DE69217722T2 (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2009052546A (ja) * | 2007-08-23 | 2009-03-12 | Snecma | ジェット騒音が軽減されたバイパスターボ機械 |
| US10508560B2 (en) | 2014-10-08 | 2019-12-17 | Ihi Corporation | Stator-vane structure and turbofan engine |
| CN118789495A (zh) * | 2024-08-26 | 2024-10-18 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机增压级拆卸工装 |
Families Citing this family (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7955046B2 (en) * | 2007-09-25 | 2011-06-07 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine front architecture modularity |
| CN103429909B (zh) | 2011-03-09 | 2017-04-05 | 株式会社Ihi | 导流叶片安装结构及风扇 |
| US8814512B2 (en) | 2011-07-05 | 2014-08-26 | United Technologies Corporation | Fan disk apparatus and method |
| JP5962887B2 (ja) | 2012-02-02 | 2016-08-03 | 株式会社Ihi | 翼の連結部構造及びこれを用いたジェットエンジン |
| JP6082193B2 (ja) | 2012-06-20 | 2017-02-15 | 株式会社Ihi | 翼の連結部構造及びこれを用いたジェットエンジン |
| US11162457B2 (en) | 2017-08-11 | 2021-11-02 | General Electric Company | Turbine fan system and method |
| CN107738223B (zh) * | 2017-11-13 | 2023-11-10 | 山东太古飞机工程有限公司 | 飞机发动机第一级静子叶片整流罩的拆装辅助工装 |
| FR3085358B1 (fr) * | 2018-08-31 | 2020-09-25 | Safran Nacelles | Ensemble et procede de manutention d’un ensemble propulsif d’aeronef |
| WO2022245363A1 (en) * | 2021-05-20 | 2022-11-24 | General Electric Company | Methods and apparatus for mounting a gas turbine engine |
Family Cites Families (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4044973A (en) * | 1975-12-29 | 1977-08-30 | The Boeing Company | Nacelle assembly and mounting structures for a turbofan jet propulsion engine |
| US4147029A (en) * | 1976-01-02 | 1979-04-03 | General Electric Company | Long duct mixed flow gas turbine engine |
| GB2069427B (en) * | 1981-02-12 | 1983-09-01 | British Aerospace | Aircraft powerplant housings |
| US4825648A (en) * | 1987-03-02 | 1989-05-02 | General Electric Company | Turbofan engine having a split cowl |
| US4934140A (en) | 1988-05-13 | 1990-06-19 | United Technologies Corporation | Modular gas turbine engine |
| FR2661213B1 (fr) * | 1990-04-19 | 1992-07-03 | Snecma | Moteur d'aviation a tres grand taux de dilution et du type dit contrafan avant. |
-
1992
- 1992-05-22 JP JP4129197A patent/JP2766423B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 1992-05-27 EP EP92304785A patent/EP0516388B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1992-05-27 DE DE69217722T patent/DE69217722T2/de not_active Expired - Fee Related
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|---|---|---|---|---|
| JP2009052546A (ja) * | 2007-08-23 | 2009-03-12 | Snecma | ジェット騒音が軽減されたバイパスターボ機械 |
| US10508560B2 (en) | 2014-10-08 | 2019-12-17 | Ihi Corporation | Stator-vane structure and turbofan engine |
| CN118789495A (zh) * | 2024-08-26 | 2024-10-18 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机增压级拆卸工装 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE69217722D1 (de) | 1997-04-10 |
| EP0516388A2 (en) | 1992-12-02 |
| DE69217722T2 (de) | 1997-10-02 |
| JP2766423B2 (ja) | 1998-06-18 |
| EP0516388A3 (en) | 1993-08-25 |
| EP0516388B1 (en) | 1997-03-05 |
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Legal Events
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|---|---|---|---|
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