KR101528585B1 - 항공기 엔진의 프론트 실 플레이트를 교체하기 위한 방법 및 장치 - Google Patents

항공기 엔진의 프론트 실 플레이트를 교체하기 위한 방법 및 장치 Download PDF

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Abstract

본 발명에 따르면, 항공기 엔진(1)으로부터 프론트 실 플레이트(11)를 제거하는 방법으로서, 적어도,
a) 항공기 엔진(1)의 코어 엔진(6) 및 저압 터빈(7)을 포함하는 부분 엔진 유닛(5)을 항공기 엔진(1)으로부터 분리하는 단계,
b) 상기 부분 엔진 유닛(5)으로부터 프론트 실 플레이트 너트(10)를 제거하는 단계,
c) 상기 부분 엔진 유닛(5)으로부터 프론트 실 플레이트(11)를 제거하는 단계를 구비하는 것을 특징으로 하는 항공기 엔진으로부터 프론트 실 플레이트를 제거하는 방법이 제공된다.

Description

항공기 엔진의 프론트 실 플레이트를 교체하기 위한 방법 및 장치{VERFAHREN UND VORRICHTUNG ZUM WECHSELN EINER DICHTUNGSPLATTE IN EINEM FLUGZEUGTRIEBWERK}
본 발명은 청구항 1, 2, 6, 7 및 9의 특징부 앞의 절(precharacterising clause)의 특성을 가지는 항공기 엔진에서 프론트 실 플레이트(front seal plate) 및/또는 베어링 유닛(bearing unit)을 교체하기 위한 방법 및 청구항 10의 특징을 가지는 해당 장치에 관한 것이다.
사용중에 항공기 엔진은 외부의 영향을 많이 받게 되며, 이로 인하여 부품들이 닳게 된다. 그러한 마손은 예를 들면, 항공기 엔진에 마련된, 그중에서도 특히 베어링 유닛(bearing unit)을 밀폐(sealing)하기 위해 마련된 프론트 실 플레이트(front seal plate)에 영향을 미치게 된다. 그와 같은 베어링 유닛을 통해, 파워 전송(power transmission)을 위한 샤프트(shafts)가 항공기 엔진에 장착된다. 엔진 모델에 따라 두 개 또는 세 개의 샤프트가 일반적으로 사용된다.
2-샤프트 엔진(two-shaft engine)의 예로서 프렛 앤 휘트니 4000(Pratt & Whitney 4000: PW4000) 엔진 모델이 있다. 여기서 내부의 N1(저압) 샤프트가 저압 터빈(low-pressure turbine)에서 저압 컴프레서(low-pressure compressor)로 전력을 전달하는 역할을 하며, 동축으로 N1 샤프트를 감싸는 제2의 N2(고압) 샤프트가 고압 터빈(high-pressure turbine)에서 고압 컴프레서(high-pressure compressor)로 전력을 전달한다. 저압 컴프레서와 연결된 전단(front end)에서 N2 샤프트는 베어링 유닛을 통해 엔진 슈라우드(engine shroud)에 장착된다. 예를 들면 마손 현상 때문에, 베어링 유닛 및/또는 베어링 유닛에 근접하여 배치된 프론트 실 플레이트를 교체해야 할 경우, 이 교체작업은 알려진 바와 같은 지정된 순서에 따라 수행된다.
상기 알려진 순서에 의하면 먼저 엔진이 차후 워크샵(workshop)으로 운반될 수 있도록 항공기 날개(wing)로부터 분리되어야 한다. 상기 알려진 방법은 도 1을 이용하여 간략히 설명될 것이다. 워크샵에서는 제l 주요 단계로서, 저압 터빈(7)이 항공기 엔진(1)의 나머지 부분으로부터 분리된다. PW 4000 엔진의 경우, 저압 터빈(7)은 N1 샤프트(3)와 터빈 배기 케이스(turbine exhaust case)를 포함한다. 상기 부품 조립체(component assembly)를 해체하기 위하여, 많은 수의 도관 시스템(conduit systems) 및 추가적인 부품이 항공기 엔진(1)으로부터 제거되어야 한다. 결국, 엔진의 나머지 부분으로부터 부품 조립체를 분리하는 것은 복잡하다.
다음으로 코어 엔진(6)이 엔진으로부터 제거되는데, 상기 코어 엔진(6)은 또한 교체될 베어링 유닛(2)과 프론트 실 플레이트를 포함한다. 상기 코어엔진(6)은 일반적으로 고압 컴프레서(30), 연소 챔버(combustion chamber)(31) 및 고압 터빈(29)을 더 포함한다.
엔진의 나머지로부터 저압 터빈(7)이 분리되는 동안 N1 샤프트(3)가 코어 엔진(6)으로부터 빼내져야 하기 때문에, 코어 엔진(6)에는 원통형 캐비티(cavity)가 남아 있다.
코어 엔진(6)이 제거되고, 예컨대 프론트 실 플레이트 너트(front seal plate nut)와 같은 추가적인 부품들이 해체된 후에, 수리되거나 교체되어야 할 프론트 실 플레이트 및 베어링 유닛(2)은 N2 샤프트(4)로부터 나사결합이 해제되거나 제거될 수 있다. 상기 부품들은 수리 또는 교체된 후에, N2 샤프트(4)에 다시 누름 또는 나사결합되고, 상기 항공기 엔진(1)은 상기 해체 프로세스와 실질적으로 역의 과정에 해당되는 장착 프로세스를 통해 다시 조립된다.
상기 알려진 방법은 매우 복잡하고 많은 비용이 소요되는데, 특히 베어링 유닛 및/또는 프론트 실 플레이트를 교체하기 위해 엔진이 상당한 정도로 해체되어야 하기 때문이다. 특히, 항공기 날개에 계속 부착되어 있는 엔진 상의 프론트 실 플레이트를 날개 위에 있는 상태로("on wing") 교체하는 것은 가능하지 않다.
이에, 본 발명의 근본적인 목적은 절감된 비용으로 베어링 유닛이 교체될 수 있는, 항공기 엔진의 베어링 유닛을 교체하는 방법을 제공하는 것이다.
본 발명은 독립 청구항들의 특징들을 통해 상기 목적을 달성한다. 본 발명의 추가적인 바람직한 실시예가 그 종속 청구항들, 도면 및 관련 설명에서 기재된다.
상기 목적을 달성하기 위하여, 본 발명에 의하면 항공기 엔진으로부터 프론트 실 플레이트(front seal plate)를 제거하기 위한 방법이 제안된다. 상기 방법은 적어도 다음의 단계를 포함한다:
a) 항공기 엔진으로부터 항공기 엔진의 코어 엔진 및 저압 터빈(low-pressure turbine)을 포함하는 부분 엔진 유닛(part engine unit)을 분리하는 단계,
b) 상기 부분 엔진 유닛으로부터 프론트 실 플레이트 너트(front seal plate nut)를 제거하는 단계,
c) 상기 부분 엔진 유닛으로부터 프론트 실 플레이트(front seal plate)를 제거하는 단계.
본 발명에 따르면 대응하는 피팅(fitting), 말하자면 프론트 실 플레이트를 항공기 엔진에 피팅하는 방법이 더 제공된다. 상기 방법은 적어도 다음의 단계를 포함한다:
d) 프론트 실 플레이트를 항공기 엔진의 코어 엔진과 저압 터빈을 포함하는 부분 엔진 유닛에 피팅(fitting)하는 단계,
e) 프론트 실 플레이트 너트를 상기 부분 엔진 유닛에 피팅하는 단계,
f) 상기 부분 엔진 유닛을 항공기 엔진에 부착하는 단계.
상기 두 가지 방법은 N1 샤프트가 있는 저압 터빈 및 터빈 배기 케이스(turbine exhaust case)를 엔진의 나머지로부터 분리시키는 첫 번째 복잡한 단계가 생략될 수 있기 때문에, 시간과 비용을 상당히 절감시키는 효과가 있다.
결과적으로, 종래 기술에 따라 제공되는 저압 터빈의 분해 단계가 구비된 경우에서보다, 상당히 소수의 부품(component), 예컨대, 도관 시스템(conduit systems)과 같은 구성요소가 터빈 케이스로부터 제거된다.
본 발명에 의한 방법에서는, 베어링 유닛은 바람직하게는 추가적인 과정으로서 제거 또는 피팅된다. 베어링 유닛은 시작에서 설명된 바와 같이, 예를 들면 마손(wear)의 이유로, 수리되거나 또는 대체되어야 한다. 초기 테스트는 본 발명에 의해 제공된 방식으로 프론트 실 플레이트와 베어링 유닛을 교체하면 약 290인시(man-hours)가 절약된다는 것을 보여준다. 이는 물질적 측면에서 감소된 경비에의해 개선된 상당한 비용 절감의 결과를 가져온다.
베어링 유닛은 바람직하게는 고압 샤프트(high-pressure shaft)용 롤러 베어링(roller bearing)을 포함한다. 또한, 상기 베어링 유닛은 바람직하게는 베벨휠(bevel wheel)을 포함한다. 상기 롤러 베어링은 상기 베벨휠 위에 장착될 수 있으며, 결국 샤프트 상에 안착된다. 본 발명에 따른 방법에 의해 상기 베어링 유닛은 상대적으로 적은 비용으로 교체될 수 있다.
바람직하게는, 상기 베어링 유닛은 힘 인가 요소(force application element)에 의해 샤프트 상으로 눌려져서 장착되고, 상기 힘 인가 요소는 그 목적을 위해서 프론트 실 플레이트 너트의 나사산 상에 직접적으로 또는 연장 배열(lengthening arrangement)을 통해 지지된다. 상기 힘 인가 요소는 예컨대 유압 실린더(hydraulic cylinder)일 수 있다. 상기 힘 인가 요소는 발생된 힘을 푸싱온 슬리브(pushing-on sleeve)를 통해 베어링 유닛으로 전달한다. 힘 인가 요소가 베어링 유닛이 눌려지는 것과 동일한 샤프트, 예컨대 N2 샤프트 상에 지지될 수 있다면 유리하다. 이는 종래 기술에 따른 PW 4000의 베어링 교체의 경우, 예컨대, 리테이너(retainer)를 내부로부터 N2 샤프트의 캐비티(cavity)로 삽입하고, 그 다음 의도적으로 웨지드(wedged)시킴으로써 가능하다. 종래 기술에서 상기 캐비티는 본 발명에 따른 방법을 수행할 때는 생기지 않는데, 이는 N1 샤프트가 계속 부분 엔진 유닛(part engine unit)의 내부에 위치하고 있기 때문이다. 그럼에도 불구하고 N2 샤프트 상으로의 지지 가능성을 만들기 위하여, 본 발명에 따르면 베어링 유닛이 압압될 때 상기 힘 인가 요소가 프론트 실 플레이트 너트의 나사산 상에 지지될 수 있도록 하는 장치가 제공된다.
인장(tensile) 테스트 및 정적연산(static calculations)은, 베어링 유닛이 압압되는 동안 발생하는 높은 힘에도 불구하고, 원래는 프론트 실 플레이트와 프론트 실 플레이트 너트를 나사결합하기 위해서만 마련된 이와 같은 나사산 상에의 지지가, 문제없이 가능하다는 것을 보여준다.
본 발명에 따르면 프론트 실 플레이트를 제거하기 위한 "온-윙(on-wing)" 방법이 더 제공된다. 상기 방법은 적어도 다음의 단계들을 포함한다:
g) 엔진 팬(engine fan)을 제거하는 단계,
h) 커플링(coupling)을 제거하는 단계,
i) 지지 요소(support element)를 제거하는 단계,
j) 프론트 실 플레이트 너트를 제거하는 단계,
k) 프론트 실 플레이트를 제거하는 단계.
본 발명에 따르면 또한 대응하는 피팅(fitting), 말하자면 프론트 실 플레이트를 항공기 엔진에 피팅하는 방법이 더 제공된다. 상기 방법은 적어도 다음의 단계를 포함한다:
l) 프론트 실 플레이트를 피팅하는 단계,
m) 프론트 실 플레이트 너트를 피팅하는 단계,
n) 지지 요소를 피팅하는 단계,
o) 커플링을 피팅하는 단계.
p) 엔진 팬을 피팅하는 단계.
방법 g) 내지 k) 및 l) 내지 p)의 이점은, 프론트 실 플레이트를 피팅하거나 제거하기 위해 항공기 엔진이 항공기 날개로부터 제거될 필요가 없다는 것이다. 따라서 항공기 엔진은 바람직하게 상기 방법이 실행되는 동안 항공기의 날개(wing) 상에 장착되어 있다. 상기 방법에서 프론트 실 플레이트를 "온-윙(on-wing)"의 상태에서 교체함으로써, 프론트 실 플레이트를 교체하거나 수리하기 위해 필요한 경비가 상당히 감소될 수 있다. 엔진을 워크샵으로 이동하는 고가의 비용이 절감되는 것 뿐 아니라, 엔진은 훨씬 신속하게 따라서 더욱 경제적으로 재사용을 위해 준비될 수 있다. 상기 설명된 하나 이상의 방법은 또한 고정 가스터빈(stationary gas turbines)이 있는 특정 환경에서도 사용될 수 있다.
다음에서 바람직한 실시예 및 첨부 도면을 참조하여 본 발명이 설명될 것이다.
본 발명의 항공기 엔진으로부터 프론트 실 플레이트를 제거하는 방법 및 프론트 실 플레이트를 항공기 엔진에 피팅하는 방법에 의하면, N1 샤프트가 있는 저압 터빈 및 터빈 배기 케이스(turbine exhaust case)를 엔진의 나머지로부터 분리시키는 첫 번째 복잡한 단계가 생략될 수 있기 때문에, 시간과 비용을 상당히 절감시키는 효과가 있다.
또한, 본 발명의 상기 g) 내지 k) 및 l) 내지 p) 방법에 의하면, 프론트 실 플레이트를 피팅하거나 제거하기 위해 항공기 엔진이 항공기 날개로부터 제거될 필요가 없이, 프론트 실 플레이트를 "온-윙(on-wing)"의 상태에서 교체함으로써, 프론트 실 플레이트를 교체하거나 수리하기 위해 필요한 경비가 상당히 감소될 수 있으며, 엔진을 워크샵으로 이동하는 고가의 비용이 절감될 뿐 아니라, 엔진을 훨씬 신속하게 따라서 더욱 경제적으로 재사용을 위해 준비시킬 수 있는 이점이 있다.
도 1은 항공기 엔진 구조의 개략도,
도 2는 프론트 실 플레이트를 교체하기 전 항공기 엔진의 조립상태를 나타내는 도면,
도 3은 프론트 실 플레이트 너트의 조임 및 풀림 시 N1 및 N2 샤프트를 관통하는 횡단면도,
도 4는 베어링 너트의 조임 및 풀림 시 N1 및 N2 샤프트를 관통하는 횡단면도,
도 5는 베어링 유닛을 N2 샤프트 상으로 압압할 때 N1 및 N2 샤프트를 관통하는 횡단면도.
도 1은 항공기 엔진(1)의 개략도를 나타낸다. 이것은 N1 샤프트(3)가 동축으로 N2 샤프트(4)에 의해 둘러싸인 2-샤프트 엔진(two-shaft engine)을 나타낸다. N1 샤프트(3)는 저압 터빈(low-pressure turbine)(7)으로부터 저압 컴프레서(low-pressure compressor)의 부분인 엔진 팬(engine fan)(8)으로 토크를 전달한다. N2 샤프트(4)는 고압 터빈(high-pressure turbine)(29)으로부터 고압 컴프레서(high-pressure compressor)(30)로 토크를 전달하고, 저압 컴프레서와 연결된 그 측면에서 베어링 유닛(2)을 통해 엔진 슈라우드(engine shroud)에 장착된다. 연소 챔버(31)는 고압 컴프레서(30)와 고압 터빈(29)의 사이에 배치되고, 상기 세가지 엔진 부분은 모두 코어 엔진(6)으로 언급된 유닛의 부분이다. 상기 저압 터빈(7)은 코어 엔진(6)과 함께 부분 엔진 유닛(part engine unit)(5)으로 언급되는 상위 부품 조립체를 형성하고, 이것은 또한 스플릿 엔진(split engine)으로 언급되기도 한다.
저압 컴프레서의 영역에 엔진 팬(8)과 N1 샤프트(3)의 사이에 커플링(13)과, PW 4000 엔진의 경우에는 정확히 두 개의 지지 요소(support elements)(9)가 배치된다. 상기 커플링(13)은 저압 컴프레서와 저압 터빈 사이의 연결 커플링(connecting coupling)이다. PW 4000 엔진에서 상기 두 개의 지지 요소(9)는 소위 "1.0 베어링 서포트(bearing support)"와 "1.5 베어링 서포트(bearing support)"로 지칭된다.
도 2는 마찬가지로 항공기 엔진(1)을 나타내며, 도 2에는 베어링 유닛(2)에 부가하여 베어링 유닛(2) 옆의 N2 샤프트(4) 상에 배치되는 추가적인 구성요소가 나타내어져 있다. 베어링 유닛(2)의 바로 옆에는 N2 샤프트(4) 표면상의 위치에서 베어링 유닛(2)을 고정하기 위한 베어링 너트(12)가 배치된다. 또한 N2 샤프트(4)의 단부(소위 프론트 허브(front hub))를 향하여 프론트 실 플레이트(11)가 배치되고, 상기 프론트 실 플레이트는 프론트 실 플레이트 너트(10)에 의해 N2 샤프트(4)에 고정되어 있다.
도 2는 항공기 엔진(1)의 두 개의 조립 상태를 나타내는 도면으로, 각각은 본 발명에 따른 방법의 중간 단계를 나타낸다. 분할면(15)의 위로 항공기 날개에 여전히 부착되어 있는 "온-윙(on-wing)"일 때 엔진의 상태가 나타내져 있다. 본 발명에 따르면, 상기 상태는 항공기에 부착된 상태의 엔진으로부터 시작하여, 제1 단계에서 엔진 팬(8), "팬 모듈(fan module)"을 항공기 엔진(1)으로부터 제거하고, 다음으로 두 개의 추가적인 단계에서 커플링(13) 및 하나 이상의 지지 요소(9)를 제거함으로써 도달된다.
본 발명에 따르면, 분할면(15) 아래에 보여지는 조립 상태는 부분 엔진 유닛(5)을 엔진의 나머지로부터 분리시킴으로써 도달된다. 나타내어진 두 가지 케이스에서 N1 샤프트(3)는 고압 컴프레서(30)로부터 돌출되어 있는데, 이는 부분 엔진 유닛(5)에 남아있기 때문이다. 본 발명의 상기 두 방법에서의 다음 단계는 프론트 실 플레이트 너트(10)를 푸는 것이다. 상기 단계는 도 3에 나타내어져 있다.
도 3은 프론트 실 플레이트 너트(10)를 푸는 동안 N1 및 N2 샤프트(3, 4)를 관통하는 횡단면을 나타내며, 도 3 및 도 4와 5에서 결합되어 있는 횡단면 뷰(view)와 외부 뷰(view)가 다음에 설명된다.
도 3에서는 표면상에 베어링 유닛(2), 베어링 너트(12) 및 또한 프론트 실 플레이트(11) 및 프론트 실 플레이트 너트(10)가 안착된 N2 샤프트(4)를 볼 수 있다. 상기 N2 샤프트(4)는 N1 샤프트(3)를 둘러싸며, N1 샤프트(3)는 N2 샤프트(4)로부터 돌출된다. N1 및 N2 샤프트(3, 4) 사이에는 스페이서 링(spacer ring)(17)이 배치되며, 스페이서 링은 프론트 실 플레이트(11) 및 선택적으로 베어링 유닛(2)이 피팅(fitting) 및 제거되는 동안 상기 샤프트들 사이에 남아있다. N1 샤프트 리테이너(retainer)는 도시되지 않았으나, 이는 N1 샤프트(3)를 고정하기 위해 N1 샤프트(3)의 저압 터빈 측면에 구비될 수 있다. 슬리브 같은(sleeve-like) 모양의 N2 샤프트 연장 피스(N2 shaft lengthening piece)(18)는 N1 샤프트(3)에 끼워지고, 프론트 실 플레이트 너트 연장 피스(19)는 N2 샤프트 연장 피스(18)에 끼워진다. N1 샤프트(3)는 N2 샤프트 연장 피스(18)에 의해 차폐되고, 따라서 부품이 제거되는 동안 N1 샤프트(3)에 대한 손상을 피할 수 있다. 게다가, 상기 프론트 실 플레이트 너트 연장 피스(19)는 방사상으로(radially) 위치가 고정된다. 프론트 실 플레이트 너트 연장 피스(19)로 토크 키이(torque key)(20)를 통해 토크가 전달되고, 프론트 실 플레이트 너트 연장 피스(19)는 차례로 그 토크를 프론트 실 플레이트 너트(10)로 전달하며, 그 결과로 상기 프론트 실 플레이트 너트(10)가 풀릴 수 있게 된다. 다음으로 프론트 실 플레이트(11)가 또한 제거되며, 따라서 나사산(21) 상에는 더 이상 부품이 존재하지 않게 된다(도 4 참조). 그 다음 상기 프론트 실 플레이트(11)는 수리할 수 있게 되거나 새로운 프론트 실 플레이트(11)로 교체될 수 있게 된다.
프론트 실 플레이트(11)만 교체하고 추가적으로 베어링 유닛(2)을 교체하는 것이 아니라면, 엔진은 상기 프론트 실 플레이트(11)가 교체된 후에 본 발명에 따라 다시 조립될 수 있다.
도 4 및 5는, 프론트 실 플레이트(11)의 교체 또는 수리에 부가하여 베어링 유닛(2)을 수리하거나 교체할 수 있는 방법을 나타낸다.
프론트 실 플레이트 너트(10) 및 프론트 실 플레이트(11)를 해체한 다음에, 베어링 너트(12)를 푼다. 도 4에 이를 나타내었다. 베어링 너트(12)를 풀기 위하여, 베어링 너트 연장 피스(22)를 통해 토크 키이(20)로부터 토크가 전달되어, 베어링 너트(12)는 풀릴 수 있게 된다. 다음 단계에서, 상기 베어링 유닛(2)은 N2 샤프트(4)로부터 제거될 수 있다. 이는, 예를 들면, 제거 장치(removal device)에 의해 달성될 수 있으며, 상기 제거 장치에서는, 예컨대 유압 실린더(hydraulic cylinder)가 N2 샤프트(4)로부터 베어링 유닛(2)을 제거할 수 있는 인장력(tensile force)을 공급한다. 상기 장치는 바람직하게는 베어링 유닛(2)의 부분인 베벨휠(bevel wheel)(28) 뒤에서 맞물리며, 상기 베벨휠(28)로 여기서는 롤러 베어링(27)의 형태로 되어 있는 베어링을 제거한다.
도 5는 새로운 또는 수리된 베어링 유닛(2)이 N2 샤프트(4) 위로 어떻게 눌려지는지를 나타낸다. 바람직하게는 유압 실린더(hydraulic cylinder)의 형태인 힘 인가 요소(23)가 필요한 힘을 제공한다. 상기 힘은 푸싱온 슬리브(pushing-on sleeve)(26)를 통해 베어링 유닛(2)으로 전달된다. 본 발명에 따르면, 상기 힘 인가 요소(23)는 직접 또는 연장 배열(lengthening arrangement)(24)을 통해 프론트 실 플레이트 너트(10)의 나사산(21) 상에 지지된다. 여기서 연장 배열(24)의 부분인 접속 슬리브(connecting sleeve)(25)가 구비되고, 상기 접속 슬리브를 통해 힘 인가 요소(23)는 프론트 실 플레이트 너트(10)의 나사산(21) 상에 지지될 수 있다(도 4 참조). 상기 접속 슬리브(25)는 나사산(21) 상에 조여져 고정되고 따라서 본 발명에 따라 베어링 유닛(2)이 눌려질 때 발생하는 힘을 N2 샤프트(4)로 전달할 수 있게 된다. 따라서 상기 힘 인가 요소(23)가 N2 샤프트(4) 상에 지지될 수 있게 되고, 그 목적을 위해 지금까지는 N1 샤프트(3)를 제거할 필요가 있었다. 따라서, N2 샤프트(4) 상에 지지되는, 베어링 유닛(2)을 누르기 위해 N2 샤프트(4) 내부에 캐비티(cavity)가 필요하지 않게 된다. 바람직하게는, 상기 접속 슬리브(25)는 두 개의 내부 나사산을 구비하며, 첫 번째 내부 나사산(14)은 프론트 실 플레이트 너트(10)의 나사산(21) 상에 조여져 고정되도록 구비되며, 두 번째 나사산은 상기 연장 배열(24)과의 연결을 위해 구비된다.
베어링 유닛(2)의 수리 또는 교체 후에, 항공기 엔진(1)은 다시 조립되는데, 조립과정은 실질적으로 해체과정과 역의 순서로 수행된다.
본 발명 및 그 변형에 따른 방법의 결과로서, 특히 작업 측면에서 더 적은 경비 및 더 낮은 재료비용 때문에, 많은 시간과 비용이 절약될 수 있다. 또한, 프론트 실 플레이트(11)의 "온-윙(on-wing)" 교체와 같이 완전히 새로운 가능성이 열리게 되어, 어떤 경우에는 프론트 실 플레이트(11)를 교체할 때 예비 엔진(reserve engine)을 구비할 필요조차 없게 된다.
1 항공기 엔진
2 베어링 유닛(Bearing unit)
3 N1 샤프트
4 N2 샤프트
5 부분 엔진 유닛(Part engine unit)
6 코어 엔진(Core engine)
7 저압 터빈(Low-pressure turbine)
8 엔진 팬(Engine fan)
9 지지 요소(Support element)
10 프론트 실 플레이트 너트(Front seal plate nut)
11 프론트 실 플레이트(Front seal plate)
12 베어링 너트(Bearing nut)
13 커플링(Coupling)
14 제1 내부 나사산(First internal thread)
15 분할면(Parting plane)
16 샤프트 결합(Shaft connection)
17 스페이서 링(Spacer ring)
18 N2 샤프트 연장 피스(N2 shaft lengthening piece)
19 프론트 실 플레이트 너트 연장 피스(Front seal plate nut lengthening piece)
20 토크 키이(Torque key)
21 나사산(Thread)
22 베어링 너트 연장 피스(Bearing nut lengthening piece)
23 힘 인가 요소(Force application element)
24 연장 배열(Lengthening arrangement)
25 접속 슬리브(Connecting sleeve)
26 푸싱 온 슬리브(Pushing-on sleeve)
27 롤러 베어링(Roller bearing)
28 베벨 휠(Bevel wheel)
29 고압 터빈(High-pressure turbine)
30 고압 컴프레서(High-pressure compressor)
31 연소 챔버(Combustion chamber)

Claims (11)

  1. N2샤프트(4)와 N2샤프트(4)에 의해 동축으로 둘러싸인 N1샤프트(3)를 구비하고, 상기 N2샤프트(4)가 엔진 슈라우드에 베어링 유닛(2)에 의해 장착된, 항공기 엔진(1)으로부터 프론트 실 플레이트(11)를 제거하는 방법으로서, 적어도,
    a) 항공기 엔진(1)의 코어 엔진(6) 및 저압 터빈(7)을 포함하는 부분 엔진 유닛(5)을 항공기 엔진(1)으로부터 분리하는 단계,
    b) 상기 부분 엔진 유닛(5)으로부터 프론트 실 플레이트 너트(10)를 제거하는 단계,
    c) 상기 부분 엔진 유닛(5)으로부터 프론트 실 플레이트(11)를 제거하는 단계로서, 상기 프론트 실 플레이트(11)가 제거되는 동안 상기 N1 및 N2 샤프트(3, 4)는 상기 부분 엔진 유닛(5)에 남아 있는 단계를 구비하는 것을 특징으로 하는 항공기 엔진으로부터 프론트 실 플레이트를 제거하는 방법.
  2. N2샤프트(4)와 N2샤프트(4)에 의해 동축으로 둘러싸인 N1샤프트(3)를 구비하고, 상기 N2샤프트(4)가 엔진 슈라우드에 베어링 유닛(2)에 의해 장착된, 항공기 엔진(1)에 프론트 실 플레이트(11)를 피팅하는 방법으로서, 적어도,
    d) 프론트 실 플레이트(11)를 항공기 엔진(1)의 코어 엔진(6)과 저압 터빈(7)을 포함하는 부분 엔진 유닛(5)에 피팅하는 단계로서, 상기 프론트 실 플레이트(11)가 피팅되는 동안 상기 N1 및 N2 샤프트(3, 4)는 상기 부분 엔진 유닛(5)에 남아 있는 단계,
    e) 프론트 실 플레이트 너트(10)를 상기 부분 엔진 유닛(5)으로 피팅하는 단계,
    f) 상기 부분 엔진 유닛(5)을 항공기 엔진(1)에 부착하는 단계를 구비하는 것을 특징으로 하는 항공기 엔진에 프론트 실 플레이트를 피팅하는 방법.
  3. 청구항 1에 있어서,
    베어링 유닛(2)이 제거되는 단계를 더 구비하는 것을 특징으로 하는 방법.
  4. 청구항 2에 있어서,
    베어링 유닛(2)이 피팅되는 단계를 더 구비하는 것을 특징으로 하는 방법.
  5. 청구항 4에 있어서,
    상기 베어링 유닛(2)은 힘 인가 요소(23)에 의해 샤프트 상에 눌려져 장착되며, 이를 위하여 상기 힘 인가 요소(23)는 직접 또는 연장 배열(24)을 통해 프론트 실 플레이트 너트(10)의 나사산(21) 상에 지지되는 것을 특징으로 하는 방법.
  6. N2샤프트(4)와 N2샤프트(4)에 의해 동축으로 둘러싸인 N1샤프트(3)를 구비하고, 상기 N2샤프트(4)가 엔진 슈라우드에 베어링 유닛(2)에 의해 장착된, 항공기 엔진(1)으로부터 프론트 실 플레이트(11)를 제거하는 방법으로서, 적어도,
    g) 엔진 팬(8)을 제거하는 단계,
    h) 커플링(13)을 제거하는 단계,
    i) 지지 요소(9)를 제거하는 단계,
    j) 프론트 실 플레이트 너트(10)를 제거하는 단계,
    k) 프론트 실 플레이트(11)를 제거하는 단계를 구비하는 것을 특징으로 하는항공기 엔진으로부터 프론트 실 플레이트를 제거하는 방법.
  7. N2샤프트(4)와 N2샤프트(4)에 의해 동축으로 둘러싸인 N1샤프트(3)를 구비하고, 상기 N2샤프트(4)가 엔진 슈라우드에 베어링 유닛(2)에 의해 장착된, 항공기 엔진(1)에 프론트 실 플레이트(11)를 피팅하는 방법으로서, 적어도,
    l) 프론트 실 플레이트(11)를 피팅하는 단계,
    m) 프론트 실 플레이트 너트(10)를 피팅하는 단계,
    n) 지지 요소(9)를 피팅하는 단계,
    o) 커플링(13)을 피팅하는 단계,
    p) 엔진 팬(8)을 피팅하는 단계를 구비하는 것을 특징으로 하는 항공기 엔진에 프론트 실 플레이트를 피팅하는 방법.
  8. 청구항 6에 있어서,
    상기 항공기 엔진(1)은 상기 방법이 수행되는 동안 항공기의 날개 상에 장착되어 있는 것을 특징으로 하는 방법.
  9. 청구항 7에 있어서,
    상기 항공기 엔진(1)은 상기 방법이 수행되는 동안 항공기의 날개 상에 장착되어 있는 것을 특징으로 하는 방법.
  10. 항공기 엔진(1)의 프론트 실 플레이트(11) 및/또는 베어링 유닛(2)을 교체하
    는 방법으로서, 청구항 1, 3, 6 및 8 중 어느 한 항에 따라 프론트 실 플레이트(11) 및/또는 베어링 유닛(2)을 제거하고, 청구항 2, 4, 5, 7 및 9 중 어느 한 항에 따라 새로운 프론트 실 플레이트(11) 및/또는 새로운 베어링 유닛(2)을 피팅하는 단계를 구비하는 것을 특징으로 하는 항공기 엔진의 프론트 실 플레이트 및/또는 베어링 유닛을 교체하는 방법.
  11. 항공기 엔진(1)의 프론트 실 플레이트(11) 및/또는 베어링 유닛(2)을 제거 또는 피팅하는 장치로서, 상기 장치는 청구항 1 내지 청구항 9 중 어느 한 항에 따른 방법을 수행하기 위해 제공되며, 상기 장치는 프론트 실 플레이트 너트(10)를 풀거나 조이기 위한 프론트 실 플레이트 너트 연장 피스(19)를 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 하는 항공기 엔진에서 프론트 실 플레이트 및/또는 베어링 유닛을 제거 또는 피팅하는 장치.
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