(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンの補修作業を含む整備作業のための方法であって、ガスタービンのモジュール、アセンブリ、及び個別部品のいずれか少なくとも一つ（以下、「補修対象物」という）の検査及び補修を行う方法において、
補修作業を少なくとも２つの補修工程に分割し、少なくとも１基のガスタービンの補修対象物を、複数の補修ワークステーションを経由させて搬送するようにし、
前記複数の補修工程を実行する異なる複数の補修ラインを設け、
前記補修対象物の検査結果に応じて、補修すべき補修対象物をどの補修ラインへ搬送するかを決定し、前記補修対象物を非連続的に、設定されたサイクルで、複数の補修ワークステーションを経由させて搬送し、それによって、補修対象物を前記複数の補修工程の夫々に対応した複数の補修ワークステーションに搬送して前記複数の補修工程を実行するようにし、
前記サイクルは、個々の補修ラインごとに個別に設定されることを特徴とする方法。
【請求項２】
前記複数の補修ラインの各々において実行する補修対象物の補修作業を、少なくとも２つの補修工程に分割することを特徴とする請求項１記載の方法。
【請求項３】
前記複数の補修ラインとして、コーティング工程を含む補修ライン、溶接工程を含む補修ライン、及び溶接工程を含まない補修ラインのいずれか少なくとも１つの補修ラインを設けることを特徴とする請求項１又は２記載の方法。
【請求項４】
１つの補修ラインの中で、複数の補修工程を設定の順序に従って実行させるようにし、その際に、それら複数の補修工程を実行させるために、補修対象物を、それら複数の補修工程の夫々に対応した複数の補修ワークステーションを経由させて搬送するようにしたものであって、複数の同一の補修ワークステーションが少なくとも幾つかの前記補修工程に設けられ、それによって、１つの補修ラインの中で、異なる複数の補修対象物に対して、同時に、同一の補修工程を施せるようにすることを特徴とする請求項１乃至３の何れか１項記載の方法。
【請求項５】
前記複数の補修ラインの前記複数の補修ワークステーションに加えて更に、複数のセントラル補修ワークステーションを設け、該複数のセントラル補修ワークステーションへ、前記異なる複数の補修ラインから補修対象物が搬送されるようにすることを特徴とする請求項１乃至４の何れか１項記載の方法。
【請求項６】
前記複数のセントラル補修ワークステーションとして、熱処理工程ワークステーション、洗浄工程ワークステーション、及び電気メッキ工程ワークステーションのいずれか少なくとも１つのワークステーションを設けることを特徴とする請求項５記載の方法。
【請求項７】
補修作業の完了後に、補修対象物の検査を行うことを特徴とする請求項１乃至６の何れか１項記載の方法。
【請求項８】
補修作業に先立って、ガスタービンを、その構成要素である補修対象物に分解することを特徴とする請求項１乃至７の何れか１項記載の方法。
【請求項９】
分解作業に先立って、ガスタービンを組立てられた状態のままで洗浄する前洗浄作業を実行することを特徴とする請求項１乃至８の何れか１項記載の方法。
【請求項１０】
補修作業の完了後に、検査を済ませた補修対象物、補修が完了した補修対象物、並びに、交換用のモジュール、アセンブリ、及び個別部品のいずれか少なくとも一つ、のいずれか少なくとも一つから、ガスタービンを組立てることを特徴とする請求項１乃至９の何れか１項記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、請求項１の前提部分に記載した種類のガスタービンの整備作業のための、また特に補修作業のための方法に関するものであり、ここでいうガスタービンには、航空機用エンジンも含まれ、定置型ガスタービンも含まれる。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンのうちでも特に航空機用エンジンは、その整備作業が、また特に補修作業が、航空機の直接的運用コストを左右する重要なファクタとなっている。例えば、航空機の直接的運用コストのうちの約３０％が、航空機用エンジンに関連したコストであり、更にその航空機用エンジンに関連した運用コストのうちの約３分の１が、航空機用エンジンの整備作業にかかるコストによって占められている。従って、航空機用エンジンの整備作業にかかるコストは、航空機の直接的運用コストの総額の約１０％に達している。このことから容易に理解されるように、航空会社にとって、航空機用エンジンの整備作業及び補修作業を、効率的で低コストのものとすることは、極めて重要である。また、定置型ガスタービンについても同様のことがいえる。
【０００３】
従来、航空機用エンジンなどのガスタービンの整備作業は、いわゆるワークショップ方式で行われてきた。ワークショップ方式においては、航空機用エンジンなどのガスタービンを、また少なくともその一部を、一定の場所に据え付けて作業を進めることになる。整備作業に必要とされる材料、工具、及び作業員は、必要なときにだけ、そのガスタービン又は航空機用エンジンのところへ持ち寄り、また、集まるようにしており、これによって、その時点で不要な材料、工具、作業員が、作業の邪魔になることがないようにしており、また、航空機用エンジンなどのガスタービンの整備作業が、予定時間内で完了するようにしている。
【０００４】
しかしながら、航空機用エンジンなどのガスタービンの整備作業を、いわゆるワークショップ方式で行うことには、短所も付随している。その短所とは、整備作業が、明確に規定された作業手順構造に従って実行されるようになっていないことである。むしろ、作業工程の順序に関しては、殆ど何の制約も存在しないままで、ガスタービン又は航空機用エンジンに対して作業が行われており、その結果として、例えば多数のガスタービン又は航空機用エンジンの整備作業が同時並行的に進められる場合などには、あるガスタービン又は航空機用エンジンの整備作業が、他のガスタービン又は航空機用エンジンの整備作業に、支障や遅延を生じさせる原因となることがあった。従って、いわゆるワークショップ方式で実行する整備作業に付随する短所の１つは、明確に規定された作業手順構造が存在しないことであり、もう１つは、その作業時間が長引きがちであることである。そして、これらのことが、航空機用エンジンなどのガスタービンの整備作業の効率に悪影響を及ぼしていた。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
本発明はかかる事情に鑑み成されたものであり、本発明の目的は、航空機用エンジンなどのガスタービン、又はその構成要素であるモジュールの整備作業のための、また特に補修作業のための、新規な方法を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明のこの目的は、本明細書の冒頭に記載した種類の、航空機用エンジンなどのガスタービンの整備作業のための、また特に補修作業のための方法であって、更に請求項１の特徴部分に記載した特徴を備えた方法によって達成されるものである。
【０００７】
航空機用エンジンなどのガスタービンの、整備作業の際には、また特に補修作業の際には、その航空機用エンジンなどのガスタービンが分解される。続いて、その航空機用エンジンなどのガスタービンの構成要素である、モジュール、アセンブリ、及び／又は個別部品の検査、及び／又は、補修が行われる。続いて、検査を済ませたモジュール、アセンブリ、及び／又は個別部品、及び／又は、補修が完了したモジュール、アセンブリ、及び／又は個別部品、及び／又は、交換用のモジュール、アセンブリ、及び／又は個別部品から、航空機用エンジンなどのガスタービンの組立が行われる。本発明によれば、補修作業を少なくとも２つの補修工程に分割し、少なくとも１基のガスタービンの補修すべきモジュール、アセンブリ、及び／又は個別部品を、複数の補修ワークステーションを経由させて搬送するようにし、それによって、ガスタービンのモジュール、アセンブリ、及び／又は個別部品を搬送して、複数の補修工程の夫々に対応した複数の補修ワークステーションにおいて複数の補修工程を実行するようにしている。
【０００８】
本発明に係る、航空機用エンジンなどのガスタービンの整備作業のための、また特に補修作業のための方法は、航空機用エンジンなどのガスタービンの補修作業をいわゆるベルトコンベア方式によって実施することを、はじめて提案したものである。従って、本発明の基礎を成しているのは、ベルトコンベア方式が、補修作業にも適したものとなり得るという知見である。航空機用エンジンなどのガスタービンを新たに製造する場合にはベルトコンベア方式を採用することができるが、航空機用エンジンなどのガスタービンの補修作業には、ベルトコンベア方式は適さないというのが、従来の常識であったが、本発明は、この従来の常識を覆すものである。この従来の常識の根拠としては、新たに製品を製造するときには、性質が一定した個別部品や原材料から製造するものであるのに対して、補修作業を実施するときには、その性質が不明な製品を、分解し、検査し、補修を施し、そして組立てなければならないという事実である。即ち、航空機用エンジンなどのガスタービンの補修作業を実施する際には、新たに製品を製造する場合とは異なり、必要とされる作業工程が常に一定であるということはなく、補修作業を施そうとする個々の航空機用エンジンなどのガスタービンの状態に応じて、必要とされる作業工程が様々に異なったものとなる。にもかかわらず、本発明は、航空機用エンジンなどのガスタービンの補修作業にも、ベルトコンベア方式を良好に採用し得るということを、明らかにしたものである。本発明に係る方法によれば、補修作業の効率を向上させ、整備作業にかかる時間を短縮することができる。また、本発明に係る、航空機用エンジンなどのガスタービンの整備作業のための、また特に補修作業のための方法は、高度のフレキシビリティを備えたものである。
【０００９】
本発明の好適な実施の形態においては、モジュール、アセンブリ、及び／又は個別部品の補修作業を、異なる複数の補修ラインにおいて実行するようにし、それらモジュール、アセンブリ、及び／又は個別部品の検査結果に応じて、補修すべきモジュール、アセンブリ、及び／又は個別部品をどの補修ラインへまわすかを決定するようにしている。どの補修ラインへモジュール、アセンブリ、及び／又は個別部品をまわすべきかは、主として、いかなる補修作業を施す必要があるかということに基づいて決定される。
【００１０】
特に好ましいのは、１つの補修ラインの中で複数の補修工程を順次実行するようにし、その際に、それら複数の補修工程を実行するために、モジュール、アセンブリ、及び／又は個別部品を、所定のサイクルで、即ち非連続的に、それら補修工程に対応した補修ワークステーションを経由させて搬送するというものである。
【００１１】
また、上述した複数の補修ラインの複数の補修ワークステーションに加えて更に、複数のセントラル補修ワークステーションを設け、それら複数のセントラル補修ワークステーションへ、異なる複数の補修ラインからモジュール、アセンブリ、及び／又は個別部品が搬送されるようにしている。こうすることによって、作業工程を高度に安定させることができ、なぜならば、時間のかかる作業工程はセントラル補修ワークステーションで実行すればよいため、補修ラインのタイムスケジュールを乱さずに済むからである。
【００１２】
本発明の好適な実施の形態においては、１つの補修ラインの中の複数の補修工程のうちに、当該補修工程に対応した構成を有する同一の補修ワークステーションが複数設けられているものがあるようにし、それによって、１つの補修ラインの中で、異なる複数のモジュール、アセンブリ、及び／又は個別部品に対して、同時に、同一の補修工程を施せるようにしている。こうすることによって、搬送ラインのサイクルを短縮することができ、ひいてはこの方法の効率を向上させることができる。
【００１３】
従属請求項は、以下に詳細に説明する本発明の好適な実施の形態に関する特徴を記載したものである。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１４】
以下に添付図面を参照しつつ、本発明の実施の形態について更に詳細に説明して行く。ただし、本発明は、以下に説明する実施の形態に限定されるものではない。
【００１５】
これより図１〜図４を参照して、本発明に係る、ガスタービンの整備作業のための、また特に補修作業のための方法について詳細に説明する。尚、図示例におけるガスタービンは航空機用エンジンである。
【００１６】
図１は、本発明に係る方法を、大概略化したフローチャートの形で示したブロック図である。図１には、航空機用エンジンの分解作業、補修作業、及び再組立作業が示されている。図２は、航空機用エンジンの構成要素であるモジュール、アセンブリ、及び／又は個別部品の、実際の補修作業に関係した部分を示した、より詳細なブロック図であり、また、図３は、特定の１つの補修ラインに関係した部分を示した、より詳細なブロック図である。
【００１７】
図１に示した先頭のステップ１０では、整備作業を施そうとする航空機用エンジンを、その構成要素であるモジュール、アセンブリ、及び／又は個別部品に分解する。尚、このステップ１０を実行するのに先立って、航空機用エンジンの洗浄作業を実行しておくようにするとよい。
【００１８】
ステップ１０での航空機用エンジンの分解作業に続いて、ステップ１１では、航空機用エンジンの構成要素であるモジュール、アセンブリ、及び／又は個別部品の検査作業、及び／又は、補修作業を実行する。尚、このステップ１１での検査作業の結果によって、損傷していないことが確認されたモジュール、アセンブリ、及び／又は個別部品については、補修作業を省略し得ることはいうまでもない。
【００１９】
ステップ１１での検査作業、及び必要ならば、補修作業に続いて、ステップ１２では、航空機用エンジンの組立作業を実行する。この組立作業においては、検査を済ませたモジュール、アセンブリ、又は個別部品、及び／又は、補修が完了したモジュール、アセンブリ、又は個別部品、及び／又は、交換用のモジュール、アセンブリ、又は個別部品から、航空機用エンジンを組立てる。特に、ステップ１１での検査作業の結果によって、もはや補修不能であると判定されたモジュール、アセンブリ、又は個別部品は、交換用のモジュール、アセンブリ、又は個別部品に交換される。
【００２０】
本発明は、主として、このステップ１１において実行する、航空機用エンジンのモジュール、アセンブリ、又は個別部品の補修作業に関するものであり、分解作業や組立作業には直接関係するものではない。
【００２１】
本発明においては、補修作業を少なくとも２つの補修工程に分割し、また、少なくとも１基の航空機用エンジンのモジュール、アセンブリ、及び／又は個別部品を、複数の補修ワークステーションを経由させて搬送するようにしている。そして、それによって、少なくとも１基の、又は各々の航空機用エンジンのモジュール、アセンブリ、及び／又は個別部品を搬送して、複数の補修工程の夫々に対応した構成を有する複数の補修ワークステーションにおいて複数の補修工程を実行するようにしている。従って、補修を施すモジュール、アセンブリ、及び／又は個別部品は、一定の場所に据え付けられるのではなく、異なる複数の補修ワークステーションを経由して搬送され、移動することになる。このように、本発明は、航空機用エンジンの整備作業又は補修作業を、いわゆるベルトコンベア方式によって実施するということを、はじめて行うようにしたものである。
【００２２】
図１の実施の形態では、補修作業を、ステップ１１に示したように異なる複数の補修工程に分割している。ステップ１０において、航空機用エンジンを、その構成要素であるモジュール、アセンブリ、又は個別部品に分解したならば、続いて、補修を施すべきモジュール、アセンブリ、又は個別部品を、補修工程１３、１４、１５、１６、１７、１８、及び１９へまわすようにする。そして、それら補修工程１３〜１９を実行するために、モジュール、アセンブリ、又は個別部品を、所定のサイクルに基づいて順序付けて配列された複数の補修ワークステーションを経由させて搬送するようにしており、複数の補修ワークステーションの各々は、そのワークステーションで実行する補修工程に対応したものであり、それら補修ワークステーションには、その補修工程に必要な工具及び材料が装備されている。
【００２３】
図１に示した実施の形態において、補修工程１３では、補修対象物であるモジュール、アセンブリ、又は個別部品の洗浄を実行するようにしている。補修工程１４では、補修対象物であるモジュール、アセンブリ、又は個別部品の亀裂検査を実行するようにしている。補修工程１５では、補修対象物であるモジュール、アセンブリ、又は個別部品の溶接を行うようにしている。補修工程１６では、グラインダー仕上げを行い、補修工程１７では、組立作業を行い、補修工程１８では、孔あけ加工を行うようにしており、これら補修工程１６〜１８も、補修対象物であるモジュール、アセンブリ、又は個別部品を対象とした工程である。更に、図示した実施の形態では、補修工程１９において、補修が完了したモジュール、アセンブリ、又は個別部品の最終検査を行うようにしている。
【００２４】
複数の個別の補修工程１３〜１９によって、作業手順構成が明確に規定されており、また、それら補修工程の夫々に対応して設けられた複数の補修ワークステーションによって１つの補修ラインが構成されている。それら複数の補修工程を実行する際の順序は、予め明確に定められている。従って、本発明に係る方法を採用する限り、作業の流れ経路である補修ラインが、交叉したり、重なり合ったりすることはあり得ない。
【００２５】
本発明によれば、補修すべきモジュール、アセンブリ、及び／又は個別部品が、複数の補修工程１３〜１９によって規定された、ブロック１１に示した補修ラインに沿って、所定のサイクルで搬送される。尚、この所定の搬送サイクルの長さは、個々の補修ラインごとに、その補修ラインの中で実行する複数の補修工程に適したサイクルに設定すればよい。
【００２６】
図１に示したように、１つの補修ラインに含まれる複数の補修工程１３〜１９は、順序付けて配列された複数の補修ワークステーションにおいて実行するものであるが、それら補修工程１３〜１９の他に、更に、セントラル補修工程２０、２１を設けてあり、それらセントラル補修工程２０、２１は、補修ラインの外に設けた、それらセントラル補修工程２０、２１に対応した構成を有するセントラル補修ワークステーションにおいて実行するものである。セントラル補修ステーションで実行するセントラル補修工程は、その実行に長時間を要するため、補修ラインのサイクルには適合することのできない工程である。その種の工程としては、例えば、熱処理工程、洗浄工程、それに電気メッキ工程などがある。セントラル補修工程２０、２１は、それらを補修ラインから独立させることによって、補修ラインのサイクルに従わずに済むようにしてある。こうすることによって、補修作業の全体としての安定性が向上している。
【００２７】
図２は、本発明に係る方法を、より詳細に示した図である。図２は、航空機用エンジンを、その構成要素であるモジュール、アセンブリ、及び／又は個別部品に分解する、分解作業のステップ１０を示した図である。既述のごとく、ステップ１０の実行に先立って航空機用エンジンの洗浄作業を実行するようにしており、図示例ではその洗浄作業を、航空機用エンジンを組立てられた状態のままで洗浄するものとしている。
【００２８】
ステップ１０の後で、ステップ１１における実際の補修作業の前に、ステップ２２を設けてあり、このステップ２２は、モジュール、アセンブリ、及び／又は個別部品の検査を行うステップである。図２に示した実施の形態では、この検査の結果に応じて、補修ライン２３、２４、２５として示した３つの補修ラインのうちのいずれか１本の補修ラインへ、補修すべきモジュール、アセンブリ、及び／又は個別部品をまわすようにしている。補修すべきモジュール、アセンブリ、又は個別部品を、補修ライン２３、２４、２５のうちのどの補修ラインへまわすべきかは、主として、いかなる補修作業を施す必要があるかということに基づいて決定される。
【００２９】
例えば図２に示した実施の形態において、補修ライン２３は、コーティング強化工程を含む補修ラインであり、補修ライン２４は、溶接強化工程を含む補修ラインであり、補修ライン２５は、溶接強化工程を含まない補修ラインである。また、この図示例におけるそれら補修ラインに加えて、更にその他の補修ラインを設けるようにしてもよく、例えば、ファンモジュールや、ファンケースモジュール、又は、それらモジュールの構成要素であるアセンブリ若しくは個別部品を補修するための補修ライン、コンプレッサを補修するための補修ライン、それに損傷の軽微なモジュール、アセンブリ、又は個別部品を補修するための補修ラインなどを加えてもよい。
【００３０】
補修ライン２３、２４、２５は、その各々が、所定の順序に従って実行される複数の補修工程を含んでいる。補修ライン２３においては、５つの補修工程２６、２７、２８、２９、３０がこの順序で実行される。補修ライン２４においては、３つの補修工程３１、３２、３３がこの順序で実行され、また、補修ライン２５においては、同様に３つの補修工程３４、３５、３６がこの順序で実行される。尚、補修ラインに含まれる補修工程の個数として、５つと３つを示したのは、あくまでも具体例を提示したものであり、実際の補修工程の個数が様々なものとなり得ることは、いうまでもない。
【００３１】
補修ライン２３、２４、２５の各補修ラインに含まれる各補修工程を実行するために、補修を施すべきモジュール、アセンブリ、又は個別部品を、その補修ラインを構成している順序付けて配列された複数の補修ワークステーションを経由させて搬送するようにしている。補修ライン２３、２４、２５は、その各々が、夫々に所定のサイクルに従って動作するようにしてあり、その際、搬送インターバルは、補修ラインごとに個別に設定し得るものである。
【００３２】
図２には更に、２つのセントラル補修工程３７、３８が示されており、それらは、補修ライン２３、２４、２５とは別個に実行する補修工程である。セントラル補修工程３７、３８の夫々にセントラル補修ワークステーションが設けられている。それらセントラル補修ワークステーションへは、補修ライン２３、２４、２５の何れからでも、補修すべきモジュール、アセンブリ、及び／又は個別部品を搬送することができる。実際にそれら補修対象物が搬送されてくるか否かは、いうまでもなく、夫々のセントラル補修ワークステーションにおいて実行するセントラル補修工程が、その補修対象物にとって必要か否かによる。補修ラインからセントラル補修ワークステーションへ搬送されてきた補修対象物であるモジュール、アセンブリ、又は個別部品は、そのセントラル補修ワークステーションに対応した補修工程による補修が施された後に、元の補修ラインへ搬送して戻される。
【００３３】
補修作業が完了したモジュール、アセンブリ、及び／又は個別部品は、ステップ３９において最終検査を行い、それによって、補修が適切に行われたか否かを判定する。
【００３４】
以上から明らかなように、本発明に係る方法によれば、ベルトコンベア方式によって、様々な種類の航空機用エンジンのモジュール、アセンブリ、及び／又は個別部品の補修作業を実施することができる。また、当業者には周知の、様々な航空機用エンジンのモジュールの整備作業又は補修作業を、本発明に係る方法を用いて実施することができる。図４は、補修作業の対象となり得る航空機用エンジン４０の、そのモジュール又は構成体を、大概略化して示した説明図である。この図４に示した航空機用エンジン４０は、メインファンロータモジュール４１、ファンケースモジュール又はファンモジュール４２、低圧タービンモジュール４３、高圧タービンモジュール４４、それに、高圧コンプレッサモジュール４５を備えており、特に高圧コンプレッサモジュール４５は、高圧コンプレッサ４６と燃焼室４７とから成るアセンブリである。
【００３５】
以上のように、補修作業を複数の補修ラインの形に構造化し、そして、夫々の補修ラインの中で、補修対象物であるモジュール、アセンブリ、及び／又は個別部品を、順序付けて配列された複数の補修ワークステーションを経由させて、即ち１つの工程から次の工程へと次々と搬送するようにしたため、明確な作業手順構造が確立されている。また、航空機用エンジンの整備作業又は補修作業に要する作業時間を、当初の計画よりも短縮することが可能となっている。また、本発明に係る方法によれば、他の部品を割り込ませることも可能である。本発明に係る方法は「先着順」方式で動作するものである。その意味するところは、ある補修ワークステーション又はセントラル補修ワークステーションの領域へ、先に搬入された補修対象物に対して、先に補修工程が施されるということである。補修対象物であるモジュール、アセンブリ、又は個別部品に対して施される補修工程の工程数は、その補修対象物の状態によって異なるため、他の補修対象物より先にある補修ラインへ搬入された補修対象物が、他の補修対象物より後になってその補修ラインから搬出されることもあり得る。その意味において、本発明に係る方法は「先入れ先出し」方式で動作するものではない。これによって、航空機用エンジンの補修作業の効率が格段に向上している。
【００３６】
図３に示したのは、補修ラインの１つの具体例のブロック図である。図３に示した具体例では、合計１４個の補修ワークステーション２ａ〜９が順序付けて配列されており、航空機用エンジンの補修を要するモジュール、アセンブリ、及び／又は個別部品は、それら補修ワークステーション２ａ〜９を経由して矢印の方向へ搬送され、より正確に述べるならば、補修対象物であるモジュール、アセンブリ、又は個別部品は、それが実際に必要としている補修工程に対応した補修ワークステーションを経由して搬送される。従って、補修対象物である、ある特定のモジュール、アセンブリ、又は個別部品が、全ての補修ワークステーションを経由して搬送されるとは限らない。
【００３７】
図３に示した複数の補修ワークステーションの参照番号の付け方は、１４個の補修ワークステーション２ａ〜９のうちの８個だけが、互いに異なった補修工程を実行するためのものであることを表している。例えば、補修ワークステーション２ａと２ｂは、同一の補修工程を実行するためのものであり、補修ワークステーション３ａと３ｂも、また、補修ワークステーション４ａと４ｂも、更に、数字部分が互いに同一のその他のワークステーションも、同一の補修工程を実行するためのものである。従って、１つの補修ラインの中に、同一の補修工程を実行するための、互いに同一構成の複数の補修ワークステーションが設けられている。これによって、１つの補修ラインの中で、異なった航空機用エンジンの異なったモジュール、アセンブリ、及び／又は個別部品に対して、同時に、同一の補修工程を施すことが可能となっている。また、これによって、１つの補修ラインに含まれる複数の補修工程のうちに、作業時間が他の補修工程より長くかかるものがある場合であっても、その補修ラインの搬送サイクルを、維持することが可能となっている。
【００３８】
図３には、補修ワークステーション２ａ〜９の他にも、更にその他のワークステーションが示されている。ＦＰＩと記したワークステーションは、補修を施すべきモジュール、アセンブリ、及び／又は個別部品に対して、光学式の亀裂試験を実行するワークステーションである。ＳＴＲと記したワークステーションは、表面処理を実行するブラスト加工装置である。ＥＸＰと記したワークステーションは、加工対象のモジュール、アセンブリ、及び／又は個別部品の拡径を実行するワークステーションである。図３の左側に示した、ＴＷＫ１、ＴＷＫ２、ＴＷＫ３と記したワークステーションは、様々な種類の航空機用エンジンのモジュール及び／又はアセンブリの分解作業が必要とされる場合に、その分解作業を実行するワークステーションである。更に、図３には、モジュール、アセンブリ、及び／又は個別部品の洗浄作業を実行するための洗浄ワークステーションが示されており、このワークステーションにはＷＡＳと記してある。また、図示されていないが、補修ラインに搬入されてくるモジュール、アセンブリ、及び／又は個別部品を待機させるためのバッファ領域を設けるとよい。更に、溶接工程、孔あけ工程、組立工程、測定工程、又は調整工程を実行するためのワークステーションを設けるようにしてもよい。尚、図中に溶接工程ワークステーションを、ＳＣＨＷを付して示した。
【００３９】
本発明は、航空機用エンジンの補修作業又は整備作業の方式として、いわゆるベルトコンベア方式を用いることを、はじめて提案したものである。そして、これは、ベルトコンベア方式は、整備作業又は補修作業には適さないという、従来の常識を打破したものである。
【図面の簡単な説明】
【００４０】
【図１】本発明に係る方法を示したフローチャートであり、この方法は、航空機用エンジンの分解作業と、航空機用エンジンのモジュール、アセンブリ、及び／又は個別部品の補修作業と、航空機用エンジンの組立作業とを含むものである。
【図２】図１に示したフローチャートのうちの、航空機用エンジンの補修作業を示したブロックを、更に詳細に示したフローチャートである。
【図３】補修ラインの１つの具体例を示したブロック図である。
【図４】補修対象の航空機用エンジンの大概略化した断面図である。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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