(57)【要約】【課題】特殊な寸法の軸受を必要とすることなく、航空機のエンジンマウントの軸受孔を補修する方法を提供する。【解決手段】エンジンマウント構成要素３６用の軸受孔３８を、定期的に補修する必要がある。構成要素３６が分解され、軸受が軸受孔３８から取り外される。損傷を除去するように、軸受孔３８の内面４６が機械加工される。サイジングスリーブ４０が、軸受孔３８の機械加工された内面４６にプレス嵌めされる外面と、軸受４８の外面５０にプレス嵌めされる内面と、を有するように選択される。軸受４８が、サイジングスリーブ４０にプレス嵌めされ、サイジングスリーブ４０が、軸受孔３８にプレス嵌めされる。サイジングスリーブ４０の外面および軸受４８の外面は、軸受４８、サイジングスリーブ４０およびエンジンマウント構成要素３６間の相対的な変位を保持し、かつ阻止するようにスエージ加工される。【選択図】図５Ｂ
2008105670.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
エンジンマウントアッセンブリを補修する方法であって、
軸受孔の内面を機械加工し、該内面を拡大するステップと、
前記軸受孔にサイジングスリーブをプレス嵌めするステップと、
前記サイジングスリーブに軸受をプレス嵌めするステップと、
前記軸受孔内に前記サイジングスリーブおよび前記軸受を保持するために、前記軸受および前記サイジングスリーブを前記軸受孔の第１の側および第２の側に固定するステップと、
を含むエンジンマウントアッセンブリ補修方法。
【請求項２】
前記機械加工ステップが、前記内面を機械加工する前に、前記軸受孔から使用済みの軸受を取り外すことを含むことを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記機械加工ステップが、前記軸受孔の前記内面の損傷が除去されるまで、前記軸受孔を機械加工することを含むことを特徴とする請求項２に記載の方法。
【請求項４】
前記軸受孔にサイジングスリーブをプレス嵌めするステップが、前記軸受孔の拡大された内面の直径に対応する直径を有する外面と、前記軸受の外径に対応する直径を有する内面と、を有するサイジングスリーブを選択することを含むことを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項５】
前記固定ステップが、前記軸受孔の前記第１の側および前記第２の側において、前記サイジングスリーブとともに、前記軸受を前記軸受孔の空間に対してスエージ加工することを含むことを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項６】
前記軸受孔の前記空間に対してスエージ加工される部分を付与するように、前記軸受が半径方向の中間位置に切込み部を有することを特徴とする請求項５に記載の方法。
【請求項７】
前記サイジングスリーブに軸受をプレス嵌めするステップが、前記軸受孔に前記サイジングスリーブをプレス嵌めするステップの前になされることを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項８】
前記軸受孔が、リンクアームに形成されていることを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項９】
エンジンマウント用のリンクアッセンブリを補修する方法であって、
航空機からリンクアームを取り外し、該リンクアームに形成された軸受孔から使用済みの軸受を取り外すステップと、
前記軸受孔の内面を機械加工するステップと、
前記軸受孔にサイジングスリーブをプレス嵌めするステップと、
前記サイジングスリーブに軸受をプレス嵌めするステップと、
前記軸受孔内に前記軸受を保持するために、前記サイジングスリーブおよび前記軸受を前記リンクアームの第１の側および第２の側に固定するステップと、
前記航空機に前記リンクアームを組み付けるステップと、
を含むことを特徴とするエンジンマウント用リンクアッセンブリ補修方法。
【請求項１０】
前記機械加工ステップが、損傷が除去されるまで前記軸受孔の前記内面を機械加工することを含むことを特徴とする請求項９に記載の方法。
【請求項１１】
前記軸受孔にサイジングスリーブをプレス嵌めするステップが、機械加工された後の前記軸受孔の前記内面の直径に基づいて選択された直径を有する外面と、前記軸受の外径に対応する直径を有する内面と、を有するサイジングスリーブを選択することを含むことを特徴とする請求項９に記載の方法。
【請求項１２】
前記固定ステップが、前記リンクアームの前記第１の側および前記第２の側において前記軸受をスエージ加工することを含むことを特徴とする請求項１０に記載の方法。
【請求項１３】
前記リンクアームの前記第１の側に隣接する個所において、前記軸受孔の前記内面に空間を形成し、前記リンクアームの前記第２の側に隣接する個所において、前記軸受孔の前記内面に空間を形成するステップを含み、
前記固定ステップにおいて、前記軸受および前記サイジングスリーブが、前記空間に対してスエージ加工されることを特徴とする請求項１２に記載の方法。
【請求項１４】
前記軸受孔の前記空間に対してスエージ加工される部分を付与するように、前記軸受が半径方向の中間位置に切込み部を有することを特徴とする請求項１３に記載の方法。
【請求項１５】
航空機エンジン用のエンジンマウントであって、
軸受孔を画定する内側孔を有するとともに、該内側孔の内径が、保守ステップにおいて、元の寸法よりも大きくなるように機械加工されるマウント部と、
前記内側孔にプレス嵌めされるとともに、前記内側孔の前記内径に基づいて選択された外径を有するサイジングスリーブと、
前記サイジングスリーブの内側孔にプレス嵌めされるとともに、前記サイジングスリーブの内側孔の内径よりもわずかに大きい外径を有する軸受と、
を備え、
前記軸受および前記サイジングスリーブが、前記軸受孔に固定されることを特徴とするエンジンマウント。
【請求項１６】
前記軸受は、前記サイジングスリーブと共に、前記軸受孔の空間に対してスエージ加工される表面を有することを特徴とする請求項１５に記載のエンジンマウント。
【請求項１７】
前記軸受孔の前記空間に対してスエージ加工される部分を付与するように、前記軸受が半径方向の中間位置に切込み部を有することを特徴とする請求項１６に記載のエンジンマウント。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般的に、航空機のエンジンマウントを補修する方法に関し、さらに詳細には、スリーブを利用することによって、航空機のエンジンマウントに形成された軸受孔を補修する方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機は、エンジンの保持にエンジンマウントを用いる。通常、各エンジンには、複数のエンジンマウントが用いられている。数個の軸受が、各エンジンマウントに設けられ、該軸受は、それぞれ軸受孔にプレス嵌めされる。前方エンジンマウントおよび後方エンジンマウントは、航空機の翼とエンジンとの間に配置される。軸受は、エンジン推進力を航空機に伝達するように機能する。後方エンジンマウントは、航空機のハウジングとエンジンとの間に配置され、該エンジンマウント内の軸受は、翼へのエンジンの垂直運動を吸収するように機能する。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
時間の経過と共に、軸受は軸受孔内で変位し、これにより、軸受孔に磨耗または損傷が生じてしまうことがある。航空機の耐用年数の間、定期的に、エンジンマウントが取り外されて、軸受孔が補修される。軸受孔の内径は、損傷を除去するため機械加工され、使用済みの軸受は、新しい軸受と交換される。軸受孔を機械加工することによって、軸受孔の内径が広がるため、通常、この機械加工された軸受孔に嵌合する特殊寸法の軸受が、在庫として保管されている。特殊寸法の軸受を入手し、かつ在庫として保管するのは、必要とされる軸受の寸法および型式の種類が多くなるため、コスト高になってしまう。
【０００４】
従って、特殊な寸法の軸受を必要とすることなく、航空機のエンジンマウントの軸受孔を補修する方法が望まれる。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本発明によれば、航空機のエンジンマウントに形成された軸受孔を補修する方法が提供される。
【０００６】
複数のエンジンマウントは、航空機に対してエンジンを支持し、かつエンジンの運動を航空機に伝達するように機能する。各エンジンマウントは、エンジンをエンジンマウントに接続する軸受を備える。マウントの１つの形式として、リンクアッセンブリが挙げられる。リンクアッセンブリの各々は、ビームアッセンブリとリンクアッセンブリとの接続箇所に軸受を備えており、またエンジン取付けポイントに複数の軸受を備えていてもよい。時間の経過と共に、リンクアッセンブリに対して軸受が変位し、これにより、リンクアッセンブリに磨耗および損傷が生じる。このようなリンクアッセンブリは、エンジンマウントから取り外され、補修される。
【０００７】
軸受を備えるリンクアームが、ビームアッセンブリから取り外される。このリンクアームの軸受孔から、軸受が取り外される。損傷を除去するため、軸受孔の内面が機械加工される。リンクアームの第１の側および第２の側において、軸受孔の内面にリンク面取部が形成される。
【０００８】
軸受孔の内面にプレス嵌め（圧入）され得る直径を有するサイジングスリーブが選択される。サイジングスリーブは、新しい軸受の外面がプレス嵌めされる内側孔を有する。軸受がサイジングスリーブにプレス嵌めされ、サイジングスリーブが軸受孔にプレス嵌めされる。軸受およびサイジングスリーブをプレス嵌めすると、リンク面取部と、サイジングスリーブおよび軸受との間に空間が生じる。サイジングスリーブおよび軸受をリンクアームの外面が、リンク面取部に対してスエージ加工されて、サイジングスリーブおよび軸受がリンクアーム内に保持される。軸受およびサイジングスリーブをスエージ加工することによって、軸受、サイジングスリーブおよびリンクアーム間の相対的な変位を保持し、かつ阻止することができる。次いで、リンクアームは、リンクアッセンブリおよびエンジンマウントに組み付けられる。これと基本的に同一の補修方法が、他のエンジンマウントの軸受にも適用される。
【０００９】
スエージ加工を容易にするため、軸受の半径方向中間位置に切込み部が設けられ、この切込み部は、サイジングスリーブと共に、外側にスエージ加工されて、軸受孔のリンク面取部にかしめられる半径方向外側部分となる。
【００１０】
本発明の上記および他の特徴は、以下の詳細な説明ならびに添付の図面から、最もよく理解されるだろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１１】
図１は、航空機用の例示的な前方エンジンマウント１０の透視図である。前方エンジンマウント１０は、翼に対してエンジンを支持するとともに、航空機へのエンジン推進力の伝達を補助する。前方エンジンマウント１０は、ビームアッセンブリ１２を備え、該アッセンブリ１２は、前方エンジンマウント１０を航空機の翼に接続する翼取付ポイント１４を備える。ビームアッセンブリ１２から、リンクアッセンブリ１６が外側に延びている。リンクアッセンブリ１６は、各々、エンジンを前方エンジンマウント１０に接続するエンジン取付ポイントを備える。リンクアッセンブリ１６の各々は、ビームアッセンブリ１２とリンクアッセンブリ１６との接続個所に軸受２０を有する。さらに、エンジン取付けポイント１８に軸受２０が配置されてもよい。
【００１２】
図２は、航空機用の例示的な後方エンジンマウント２２の透視図である。後方エンジンマウント２２は、エンジンを航空機ハウジング（特にタービン排気ケース）に対して支持するとともに、エンジンの重量による垂直運動の吸収を補助する。後方エンジンマウント２２は、ビームアッセンブリ２４を備え、該アッセンブリ２４は、後方エンジンマウント２２を航空機に接続する航空機取付ポイントを備える。ビームアッセンブリ２４から、
リンクアッセンブリ２８が外方に延びている。リンクアッセンブリ２８は、各々、エンジンを後方エンジンマウント２２に接続するエンジン取付ポイントを備える。リンクアッセンブリ２８の各々は、ビームアッセンブリ２４とリンクアッセンブリ２８との接続箇所に軸受３２を有する。さらに、エンジン取付ポイント３０に軸受３２が配置されてもよい。軸受１３２もリンクの一部であることに留意されたい。本発明は、上記個所の補修に及ぶものである。
【００１３】
図３，４を参照すると、本発明の例示的な後方エンジンマウント２２用のリンクアッセンブリ２８が示されている。本発明は、前方エンジンマウント用のリンクアッセンブリおよび軸受１３２にも及ぶことを理解されたい。リンクアッセンブリ２８は、リンクアーム３６を備える。リンクアーム３６に軸受孔３８が形成され、この軸受孔３８内にサイジングスリーブ４０が配置される。サイジングスリーブ４０は、外面４２および内面４４を画定する環状の形状を有する。サイジングスリーブ４０は、軸受孔３８内にプレス嵌め（圧入）される。すなわち、サイジングスリーブ４０の外面４２の直径は、軸受孔３８の内面４６の直径よりもわずかに大きい。
【００１４】
サイジングスリーブ４０内に軸受４８が配置される。軸受４８は、サイジングスリーブ４０内にプレス嵌めされる。すなわち、軸受４８の外面５０の直径は、サイジングスリーブ４０の内面４４の直径よりもわずかに大きい。
【００１５】
リンクアーム３６における軸受孔３８の内面４６に機械加工が施される。リンクアーム３６の第１の側６０および第２の側６２において、内面４６にリンク面取部５２が形成される。プレス嵌め後、リンク面取部５２とサイジングスリーブ４０との間にギャップ（空間）５４が生じる（図５Ａ参照）。
【００１６】
以下、補修プロセスについて説明する。リンクアッセンブリ２８が、前方エンジンマウント１０または後方エンジンマウント２２から取り外される。例示的なリンクアッセンブリ２８は、既に備えられていた元の軸受４８を有しており、該元の軸受４８は、リンクアーム３６から取り外される。元の軸受４８により、通常、軸受孔３８の内面４６に磨耗および損傷が生じている。この損傷および磨耗を除去するために、軸受孔３８の内面４６が機械加工される。面取部５２が内面４６に形成される。この機械加工された内面４６の直径は、加工前よりも大きくなっている。
【００１７】
元の軸受と交換するため、元の軸受と同一または同様の寸法を有する軸受４８が選択される。この軸受４８は、容易に入手可能な標準の寸法または既製の寸法を有する。軸受孔３８の内面および軸受４８の外面５０にプレス嵌めされ得るサイジングスリーブ４０が選択される。サイジングスリーブ４０に軸受４８がプレス嵌めされる。次いで、サイジングスリーブ４０および軸受４８が、軸受孔３８にプレス嵌めされる。実際には、このプレス嵌めは、まず、構成部品を液体窒素内で冷やすことによって収縮嵌めし、次いで、該構成部品を元に拡張させることによってなされる。
【００１８】
図５Ａおよび図５Ｂは、スエージ加工（スエージング）前と後のリンクアッセンブリ２８を示している。スエージ加工の前に、サイジングスリーブ４０および軸受４８は、軸受孔３８内にプレス嵌めされている。リンク面取部５２とサイジングスリーブ４０との間には、ギャップ５４が生じている。図５Ａから分かるように、軸受４８は、半径方向外側部分１０８を画定する切込み部１０６を有し、この半径方向外側部分１０８は、軸受孔の面取部５２に対してスエージ加工され、図５Ｂに示す部分１１０となる。軸受４８およびサイジングスリーブ４０をスエージ加工することによって、サイジングスリーブを軸受孔３８内に保持し、かつ軸受４８をサイジングスリーブ４０内に保持することができる。図５Ａにはスエージ加工具２００が概略的に示されている。スエージ加工によって、軸受４８、サイジングスリーブ４０およびリンクアーム３６間の相対的な移動を防ぐことができる。
【００１９】
面取部は、スエージ加工された材料を受ける空間（ギャップ）を付与するものとして例示されているが、他の形状であってもよい。
【００２０】
本発明の好ましい実施形態を開示したが、当業者であれば、いくつかの修正が本発明の範囲内でなされることを理解されるであろう。このため、本発明の真の範囲および内容を決定するために特許請求の範囲を検討されたい。
【図面の簡単な説明】
【００２１】
【図１】航空機用の例示的な前方エンジンマウントの透視図。
【図２】航空機用の例示的な後方エンジンマウントの透視図。
【図３】例示的なリンクアームアッセンブリの透視図。
【図４】例示的なリンクアームアッセンブリの分解図。
【図５Ａ】スエージ加工前の例示的なリンクアッセンブリを示す図。
【図５Ｂ】スエージ加工後の例示的なリンクアッセンブリを示す図。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５Ａ】
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【図５Ｂ】
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