(57)【要約】【課題】  飛行機に使用されるタービンエンジンの空気取入ファンに取り付けられたインレットキャップの、飛行中やメンテナンス中に受けた磨耗や損傷を修復する。【解決手段】  インレットキャップ１２の構造繊維層４０の損傷部分が取り除かれて境界面５０を形成する。この面に接着フィルムが適用され、複数の代替構成層５６を備えてなる代替構造層５４が境界面５０に適用されて接着フィルムと接合し、構造繊維層４０の除去部分と置き換えられる。代替構造層５４の適用後、代替耐食層４２´および代替中間層４４´がインレットキャップに適用されてインレットキャップ１２の露出面を被覆する。多くのインレットキャップは損傷を受けた際に交換が必要であったが、本発明により修復が可能となる。【選択図】図４
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービンエンジンのインレットキャップの修復方法であって、
インレットキャップの外表面から第1の耐食層を除去し、
前記第1の耐食層の下に位置する構造繊維層の少なくとも一部を除去し、
前記構造繊維層の除去された一部と置き換えるように前記インレットキャップに代替構造層を適用し、
前記代替構造層の上に位置するように前記インレットキャップに第2の耐食層を適用することを特徴とするインレットキャップ修復方法。
【請求項２】
前記構造繊維層の除去された一部が、前記インレットキャップの損傷を受けたラグ溝を取り囲むことを特徴とする請求項１に記載のインレットキャップ修復方法。
【請求項３】
前記代替構造層に穴を形成することをさらに備えてなる請求項２に記載のインレットキャップ修復方法。
【請求項４】
前記構造繊維層が複数の構成層を備えるとともに前記構造繊維層の除去された部分が一つもしくは複数の構成層を含んでなることを特徴とする請求項１に記載のインレットキャップ修復方法。
【請求項５】
前記損傷を受けたラグ溝を画定する前記複数の構成層の各部位が除去されることを特徴とする請求項４に記載のインレットキャップ修復方法。
【請求項６】
中間層を前記代替構造層の上部かつ前記第２の耐食層の下部に位置するように前記インレットキャップに適用することをさらに備えてなる請求項１に記載のインレットキャップ修復方法。
【請求項７】
前記中間層および前記耐食層を、これらを前記インレットキャップに適用する前に互いに接合させることをさらに備えてなる請求項６に記載のインレットキャップ修復方法。
【請求項８】
前記第２の耐食層がフルオロエラストマ層を備えるとともに前記中間層がガラス繊維層を備えることを特徴とする請求項６に記載のインレットキャップ修復方法。
【請求項９】
前記代替構造層が、前記インレットキャップに適用された複数の代替構成層を備えることを特徴とする請求項１に記載のインレットキャップ修復方法。
【請求項１０】
前記複数の代替構成層の各々の配向が、隣接する代替構成層に対して回転方向に互い違いに配列されることを特徴とする請求項９に記載のインレットキャップ修復方法。
【請求項１１】
前記複数の代替構成層の各々の配向が、前記隣接する代替構成層に対して約３３°の角度で回転方向に互い違いに配列されることを特徴とする請求項１０に記載のインレットキャップ修復方法。
【請求項１２】
前記代替構造層が、アラミド繊維層を備えることを特徴とする請求項１に記載のインレットキャップ修復方法。
【請求項１３】
前記構造繊維層の一部が除去されてこの構造繊維層に傾斜した境界面が形成されるとともに前記代替構造層が前記傾斜した境界面と接するように適用されることを特徴とする請求項１に記載のインレットキャップ修復方法。
【請求項１４】
タービンエンジンのインレットキャップの修復方法であって、
前記インレットキャップの外表面から第1の耐食層を除去し、
前記第1の耐食層の下に位置し、かつ損傷を受けたラグ溝を取り囲む構造繊維層の少なくとも一部を除去して前記構造繊維層にテーパ状境界面を形成し、
前記構造繊維層の除去された一部と置き換えられ、かつ前記テーパ状境界面と接するように寸法が取られた複数のアラミド繊維層を前記インレットキャップに適用し、
前記アラミド繊維層を前記インレットキャップに適用した後、第２の耐食層を前記アラミド繊維層の上に位置するように前記インレットキャップに適用することを特徴とするインレットキャップ修復方法。
【請求項１５】
前記構造繊維層の一部の除去が、前記損傷を受けたラグ溝を取り囲んだ構造繊維層のすべての除去を備えてなることを特徴とする請求項１４に記載のインレットキャップ修復方法。
【請求項１６】
前記第２の耐食層を前記インレットキャップに適用する前に、ガラス繊維層とフルオロエラストマ層とを接合して前記第２の耐食層を形成することをさらに備えてなる請求項１４に記載のインレットキャップ修復方法。
【請求項１７】
前記アラミド繊維層の各々が、隣接するアラミド繊維層に対して回転方向に互い違いに交差した配向をとるように前記インレットキャップに適用されることを特徴とする請求項１４に記載のインレットキャップ修復方法。
【請求項１８】
前記複数のアラミド繊維層の各々の配向が、前記隣接する代替構成層に対して約３３°の角度で回転方向に互い違いに配列されることを特徴とする請求項１７に記載のインレットキャップ修復方法。
【請求項１９】
前記複数のアラミド繊維層を前記インレットキャップに適用する前に、前記テーパ状境界面に接着剤を適用することをさらに備えてなる請求項１４に記載のインレットキャップ修復方法。
【請求項２０】
前記インレットキャップを前記タービンエンジンに固定する留め具を受けるように前記アラミド繊維層および前記第２の耐食層に穴を開けることをさらに備えてなる請求項１４に記載のインレットキャップ修復方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は概ねタービンエンジンのメンテナンス分野に関する。さらに詳しくは、本発明はタービンエンジンのインレットキャップの修復方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
特に飛行機に使用されるタービンエンジンは、通常、空気取入ファンの上流に設置されたインレットキャップ（インレットコーン・フロントセグメントとも呼ばれる）を含む。インレットキャップはタービンエンジンに回転するように取り付けられて空気取入ファンへの空気の流れを整流する。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
インレットキャップが受けた磨耗や損傷に対処するように、インレットキャップは定期的なメンテナンスを必要とする。こうした磨耗や損傷は、例えばインレットキャップへの鳥の衝突、もしくはインレットキャップの外表面に摩損をもたらす粒状物質が原因となりうる。さらに、エンジンメンテナンスやサービス方法がインレットキャップに損傷や磨耗をもたらす可能性がある。
【課題を解決するための手段】
【０００４】
本発明はタービンエンジンのインレットキャップの修復方法を含んでなる。第１の耐食層、およびこの第１の耐食層の下に位置する構造繊維層の一部が、インレットキャップから除去される。構造繊維層の除去された部分を補修するように代替構造層がインレットキャップに適用（ａｐｐｌｙ）され、第２の耐食層が構造繊維層の上に位置されるようにインレットキャップに適用される。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００５】
本発明はタービンエンジンのインレットキャップの修復方法を含んでなる。図１はタービンエンジン１０を示し、コーン部１４およびファンブレード１６の近傍でタービンエンジン１０に回転するように取り付けられたインレットキャップ１２を含んでなる。
【０００６】
図２に示すように、インレットキャップ１２は前面２０、後面２２、および複数のラグ（留め具）溝２４を含む。ラグ溝２４はタービンエンジン１０に対してインレットキャップ１２を固定する留め具を受けるように設計されている。さらに前面２０は任意選択的にマーカ２６を含み、これはタービンエンジン１０に対するインレットコーン１２の回転運動を示すように含まれることもある。
【０００７】
図３は図２のインレットキャップ１２の断面図を示し、インレットキャップ１２の構造を示す。図３に示すように、インレットキャップ１２は構造繊維層４０、耐食層４２、中間層４４、およびバッキング層４６を含んでなる。前面２０は耐食層４２によって形成され、後面２２はバッキング層４６によって形成される。構造繊維層４０はバッキング層４６の上部かつ耐食層４２および中間層４４の下部に配置されている。中間層４４およびバッキング層４６は構造繊維層４０を水の浸入から保護しており、これらは通常ガラス繊維から形成される。
【０００８】
構造繊維層４０は複数の構成繊維層４８を含み、これらは一般的に、例えばアラミド繊維（芳香族ポリアミド繊維とも呼ばれる）のような高強度繊維を含む。ある実施例では、繊維層４８はアラミド繊維から形成しエポキシ樹脂を含浸した織地の層よりなる。一実施例（これに限定するものではない）では、インレットキャップ１２は１１層の繊維層４８を含んでなる。
【０００９】
図１のタービンエンジン１０の運転中、インレットキャップ１２は前面２０やラグ溝２４に損傷や磨耗が頻繁にもたらされる状況に置かれやすい。こうした損傷はタービンエンジン１０の運転環境あるいはタービンエンジン１０に実施されるサービスもしくはメンテナンス活動に存在する状況が原因となる可能性がある。従来のメンテナンス方法は耐食層４２が磨耗の徴候を示したときの耐食層４２の交換に限定される。従来のメンテナンス方法のもとでは、一度でも損傷が構造繊維層４０に発生してしまうと（すなわち、いずれかの構成繊維層４８への損傷）、インレットキャップ１２を新しいインレットキャップ１２に交換しなければならない。
【００１０】
本発明の方法は構造繊維層４０が損傷を受けたときでさえインレットキャップ１２を修復できる方法を提供し、これにより多くのインレットキャップに交換を要するのではなく、これらの修復を可能にする。図４は構造繊維層４０の損傷部分を交換する本発明の方法の実施例を示す。図４はインレットキャップ１２の損傷領域の修復後の側面図を示す。
【００１１】
図４に示す方法は、耐食層４２および中間層４４（図３に示す）の全て、もしくは少なくとも構造繊維層４０の損傷部分の上に位置する耐食層４２および中間層４４の一部の最初の除去を含む。その後構造繊維層４０の損傷部分が取り除かれて境界面５０を形成する。インレットキャップ１２の構造繊維層４０にいかなる損傷も残さないように構成繊維層４８の損傷部分が除去される。接着フィルム５２が境界面５０に適用され、代替構造層５４が境界面５０に適用されて接着フィルム５２と接合し、構造繊維層４０の除去部分と置き換えられる。構造繊維層４０への損傷が著しく深い場合、複数の代替構成層５６がインレットキャップ１２に適用されて代替構造層５４を形成する。ある実施例では、インレットキャップ１２に適用される代替層５６の数は除去された繊維層４８の数と一致する。
【００１２】
代替構造層５４の適用後、代替耐食層４２´および代替中間層４４´がインレットキャップ１２に適用されてこれら両者の層が構造繊維層４０および代替構造層５４の上部に配置される。一実施例では、耐食層４２´および中間層４４´はインレットキャップ１２に適用される前に互いに接合されて二重層を形成する。
【００１３】
構造繊維層４０への損傷が著しく深く、構成繊維層４８のいずれの部分も除去しなければならない場合、バッキング層４６の一部もしくは全てが除去され、代替バッキング層４６´がインレットキャップ１２に適用されて代替構造層５４の露出した裏面を被覆する。またある実施例では構造繊維層４０の裏面の全てを被覆する。
【００１４】
図４の実施例では、境界面５０は傾斜状すなわち先細り状になって構造繊維層４０と代替構造層５４との結合強度を高めている。境界面５０は連続した傾斜もしくは階段状の傾斜を示すことができる。ある実施例では、境界面５０の傾斜は水平方向（すなわち、繊維層４８に平行な方向）に各繊維層４８あたり約０．２５インチ〜約０．５０インチの幅である。
【００１５】
構造繊維層４０の損傷の激しさに応じて、境界面５０は、構造繊維層４０の全てを通してバッキング層４６まで、もしくは一番上あるいは一番下の損傷を受けていない構成繊維層４８まで延びる。境界面５０は、例えば構造繊維層４０の研磨もしくはカッティングといった、公知の方法を用いて形成される。ある実施例では、カッティングが各々の構造繊維層４８の損傷を受けた部位の周辺で行われ、損傷を受けた部位は構造繊維層４０が残らないように剥離される。
【００１６】
代替構造層５４の強度を高めるべく、各々の代替層５６は隣接する代替層５６に対して回転方向に互い違いに交差するようにインレットキャップ１２に適用される。この回転方向の互い違いの配列は、例えば代替層５６のスティッチングすなわち繊維パターンに関連した方向つまり配向を含む、代替層５６のあらゆる特徴を基準としてもよい。ある実施例では、各々の代替層５６は隣接する層５６に対して約３３°の角度で回転方向に互い違いに交差するように適用される。またある実施例では、各々の層５６は、その配向が除去された繊維層４８の配向と一致するようにインレットキャップ１２に適用される。
【００１７】
任意の適切な公知の材料が代替構造層５４の形成に用いられる。適切な材料の例は、アラミド繊維、炭素繊維、ガラス繊維、これらの繊維のいずれかを含む織地、その他の公知の高強度繊維もしくは織地、およびこれらの組み合わせを含んでなる。市販のアラミド繊維や織地の例は、ＫＥＶＬＡＲ、ＮＯＭＥＸ、ＴＷＡＲＯＮなどのアラミド繊維製品を含む。本発明のある実施例では、構造層５４はエポキシ樹脂を含む。
【００１８】
図５〜図８は損傷を受けたラグ溝２４の修復に用いられる前述の修復方法の一実施例（これに限定しない）を示す。図５はラグ溝２４の上面図を示し、これが図８のラグ溝２４´に交換される。ラグ溝２４は、穴６０、フラット面６２、遷移区間６４、垂直壁６６、および遷移区間６８を含んでなる。フラット面６２はインレットキャップ１２の前面２０にくぼみ状につくられ（図２に示す）、タービンエンジン１０に対してインレットキャップ１２を取り付ける留め具を受ける穴６０を含む。遷移区間６４は前面２０のフラット面６２と垂直壁６６との間に位置し、遷移区間６８は垂直壁６６と前面２０の主要面７０との間に位置する。ラグ溝２４は図４に示す構造と同様の構造をもち、構造繊維層４０、耐食層４２、中間層４４、およびバッキング層４６をもつとともにラグ溝２４内に延びてこれを形成し、各々の層がラグ溝２４の全体形状と同様の輪郭を示す。
【００１９】
損傷を受けたラグ溝２４を修復するためには、耐食層４２および中間層４４が、例えばハンド・サンディングによりインレットキャップ１２から取り除かれる。損傷がラグ溝２４の構造繊維層４０内に著しく深く延びている場合は、ラグ溝２４がインレットキャップ１２から完全に取り除かれる。例えばある実施例では、構造繊維層４０が１１層の繊維層４８を含み、かつラグ溝２４への損傷が構造繊維層４０の６つ以上の層の深さにまで延びている場合、ラグ溝２４はインレットキャップ１２から完全に取り除かれる（バッキング層４６のすべて、もしくは少なくとも構造繊維層４０の損傷を受けた部位の下方に位置するバッキング層の一部を含む）。ラグ溝２４は周知のあらゆる方法を用いて取り除くことが可能で、これは例えばラグ溝２４がインレットキャップ１２から外れるまでのインレットキャップ１２を通した前面２０から後面２２へのカッティングや、遷移区間６８の外側エッジ７２に沿ったカッティングを含む。図６はラグ溝２４が外側エッジ７２に沿ったカッティングにより除去された後のインレットキャップ１２を示す。ある実施例では、外側エッジ７２は垂直壁６６から少なくとも約０．５インチの間隔が取られている。
【００２０】
その後、境界面５０が、図７に示すように前面２０から徐々に先細り（すなわち、傾斜）するように切削される。ある実施例では、ラグ溝２４が切除されると同時に境界面５０が形成される。均一な粗面を得るように、境界面５０は、例えば非金属のグリットでコーティングされた布やすりもしくは紙やすり（例えば、１８０グリットもしくはよりきめの細かいもの）で研磨されうる。研磨工程で発生したあらゆる粉塵が境界面５０から除去され、インレットキャップ１２は約１７０°Ｆ〜約１９０°Ｆの温度で少なくとも約２４時間乾燥される。
【００２１】
乾燥後、接着剤５２（例えば、カリフォルニア州ベイ・ポイントのロックタイト・エアロスペース社から市販されている製品ＨＹＳＯＬ  ＥＡ  ９６８９のような接着フィルム）が境界面５０に適用される。その後、図８に示すように代替層５６が境界面５０に適用されて代替構造層５４の部位５４Ａおよび５４Ｂを形成する。大部分の実施例では、境界面５０に適用された代替層５６の数はインレットキャップ１２から除去された構成繊維層４８の数と一致する。前述のように、代替繊維層５６は代替層５４の強度を高めるように互いに対して回転方向に互い違いに配置される。その後バッキング層４６´（図４に示す）が代替繊維層５６の下方に適用されて除去されたバッキング層４６のあらゆる部位と置き換えられる。ある実施例では、バッキング層４６´は、例えばヘクセル社から市販されているガラス繊維製品Ｆ１６１−２６２−１２０、もしくはサイテック・エンジニアド・マテリアルズ社から市販されているガラス繊維製品ＣＹＣＯＮ  ２９３といったガラス繊維から形成される。
【００２２】
その後インレットキャップ１２が減圧バッグ内にシールされて、前面２０と符合する形状をなす前部型部品と後面２２と符合する形状をなす後部型部品とをもつ型内に配置される。ある実施例では、前部型部品は、例えばアルミニウムのような硬質の型からなり、後部型部品は、例えばシリコーン（例えば、デラウェア州ベアのアルロン社−シリコーン・テクノロジー部門より市販されている、精密カレンダで加工された硬化されていないシリコーン製品ＡＲＬＯＮ）のような軟質の型からなる。
【００２３】
成形／減圧バッグアセンブリがオートクレーブ内に置かれて１平方インチあたり約１５ポンド〜約２０ポンド（ｐｓｉ）の圧力がインレットキャップ１２に適用されるまでインレットキャップ１２は減圧に保たれる。その後減圧が大気中に解放されて１平方インチあたり少なくとも約４０ポンドの圧力がインレットキャップ１２に適用される。インレットキャップ１２の温度は１分あたり約２°Ｆ〜約８°Ｆの割合で室温から約３５５°Ｆ±約１５°Ｆへと増加する。インレットキャップ１２の温度は約１２０分間、約３５５°Ｆ±約１５°Ｆに保たれる。その後インレットキャップ１２に適用された圧力が徐々に解放され、圧力が１平方インチあたり約２０ポンドに達したとき減圧が再適用される。インレットキャップ１２は温度が約１５０°Ｆに達するまで冷却され、その後減圧バッグおよび型から取り出される。
【００２４】
図８は上記のオートクレーブ工程により生じる部分的に修復されたインレットキャップ１２´を示す。インレットキャップ１２´は、構造繊維層４０（図４に示す）と部分的に重なり合うテーパ状代替構造部５４Ａと、代替ラグ溝２４´を含む代替構造部５４Ｂとを含んでなる。ラグ溝２４´は同様に、穴６０´、フラット面６２´、遷移区間６４´、垂直壁６６´、および遷移区間６８´（外側エッジ７２を含む）を含む。
【００２５】
インレットキャップ１２´の、図５の穴６０の位置と一致する場所に穴６０´が開けられ、図８に示す部分的に修復されたインレットキャップ１２´を形成する。必要であればインレットキャップ１２´のエッジの形状が整えられ、穴６０´の内面が、例えばカリフォルニア州ベイ・ポイントのロックタイト・エアロスペース社から市販されているシーラント製品ＥＡ  ９３９６のようなシーラントを用いてシールされる。その後インレットキャップ１２´の厚さや輪郭がチェックされてインレットキャップ１２´の規格の準拠を検証する。
【００２６】
インレットキャップ１２´の修復を完成させるべく、耐食層４２´および中間層４４´の材料が用意され、インレットキャップ１２´に適用される。一実施例では、耐食層４２´がフルオロエラストマフィルム（例えば、オハイオ州カイヤホガフォールズのイーグル・エラストマ社から市販されている厚さ０．０２インチのフルオロエラストマ製品ＶＩＴＯＮ）の連続層からカットされ、中間層４４´がガラス繊維（例えば、サイテック・エンジニアド・マテリアルズ社から市販されているガラス繊維製品ＣＹＣＯＮ）の連続層からカットされる。
【００２７】
ある実施例では、耐食層４２´および中間層４４´が互いに接合されて二重層アセンブリとしてインレットキャップ１２´に適用される。これを達成すべく、耐食層４２´および中間層４４´の材料が、層４２´と係合するための前部型部品と層４４´と係合するための後部型部品とを含んでなる接合用の型内に配置される。層４２´および層４４´の材料を接合用の型に配置する前に、剥離材が前部および後部型部品に適用される。層４２´の材料が前部型部品に配置され、続いて層４４´の材料が配置される。その後剥離層が層４４´の材料の上に配置されて後部型部品がこの剥離層の上に配置される。二重層アセンブリがこの型と減圧バッグ内に密封される。その後、型／減圧バッグアセンブリがオートクレーブ内に置かれて、図８のインレットキャップ１２´の形成に関する前述の方法に従いオートクレーブ処理される。但し、１平方インチあたり約３０〜約５０ポンド（ｐｓｉ）の圧力で約９０分〜約１２０分間、二重層アセンブリの温度が約３７５°Ｆ±約１５°Ｆに保たれる点は異なる（前述の約４０ｐｓｉの圧力で約１２０分間、約３５５°Ｆ±約１５°Ｆの温度に維持される場合とは対照的に）。
【００２８】
耐食層４２´および中間層４４´を含んでなる二重層アセンブリが冷却されたのち、この二重層アセンブリが型および減圧バッグから取り出され、必要であれば形状が整えられる。中間層４４´の露出面（すなわち、インレットキャップ１２´に接合される面）に６０〜１２０グリットの酸化アルミニウムグリットのグリットブラストによって粗面が形成され、均一なつやの無い構造がつくられる。中間層４４´のグリットブラスト処理された表面がきれいに拭き上げられ、二重層アセンブリが約１５０°Ｆの温度で約１５〜約３０分間、揮発性成分を除去するように加熱される。
【００２９】
その後接着剤がインレットキャップ１２´の露出面（すなわち、構造繊維層４０および代替層５４の代替部分５４Ａ，５４Ｂの露出面）に適用される。適切な接着剤の一例は、カリフォルニア州ベイ・ポイントのロックタイト・エアロスペース社から市販されているエポキシフィルム接着剤ＨＹＳＯＬ  ＥＡ  ９６８９  ．０８０ＰＳＦである。その後硬化された二重層アセンブリがインレットキャップ１２´に適用されて中間層４４´が接着剤と接合する。結果としてつくられたインレットキャップ１２´が減圧バッグに入れられて図８のインレットキャップ１２´の形成に使用したのと同じ型に配置される。この型／減圧バッグアセンブリがオートクレーブ内に置かれて、図８のインレットキャップ１２´の形成に関する上記の方法に従いインレットキャップ１２´がオートクレーブ処理される。但し、１平方インチあたり約３０〜約５０ポンド（ｐｓｉ）の圧力で約９０分〜約１２０分間、二重層アセンブリの温度が約２５０°Ｆ±約１５°Ｆに保たれる点は異なる。（前述の約４０ｐｓｉの圧力で約１２０分間、約３５５°Ｆ±約１５°Ｆの温度に維持される場合とは対照的に）。
【００３０】
その後結果としてつくられたインレットキャップ１２´の形状が整えられ、必要であれば穴６０´が再び開けられる。前面２０および後面２２がきれいに拭き上げられて空気中で少なくとも１５分間乾燥される。インレットキャップ１２´のエッジをシーラント（例えば、ペンシルバニア州ニュータウンのペルシールテクノロジー社から市販されているフルオロエラストマシーラント製品ＰＬＶ  ２０００もしくはＰＬＶ  ２１００）でシールし、そして室温で２４時間、もしくは室温で１時間置いた後に約１７５°Ｆ±２５°Ｆの温度で１時間、空気中で硬化させる。
【００３１】
図５〜図８に関連した前述の方法の修正版がラグ溝２４の部分的な交換（すなわち、ラグ溝２４に含まれる複数の構成繊維層４８のすべてではなく、このうちのいくつかの層の一部の除去）に用いられうる。構造繊維層４０への損傷がラグ溝２４の部分的な交換のみでよいことを保証する場合、外側エッジ７２（図５に示す）に沿って構造繊維層４０の所望の深さにカットが行われる。部分的な修復では、カットは通常損傷を受けた一番下の構成繊維層４８に達するように行われる。
【００３２】
ある実施例では、損傷がバッキング層４６近くの構造繊維層４０の部位で発生し、耐食層４２およびこれに隣接する層４４が損傷を受けていない場合、構造繊維層４０への修復はインレットキャップ１２の前面２０に代わって後面２２に関して行われる。
【００３３】
ある実施例では、複数のラグ溝２４が同時に交換される。
【００３４】
したがって、前述のように、本発明の方法は外側耐食層の下に位置する構造繊維層に損傷を受けたタービンエンジンのインレットコーンの修復方法を提供する。特に、本発明の方法により、損傷を受けたインレットコーンのラグ溝はその損傷の激しさにより完全に交換されるか、もしくは部分的に交換されるかのいずれかが可能となる。
【図面の簡単な説明】
【００３５】
【図１】インレットキャップを含む飛行機用タービンエンジンの斜視図。
【図２】図１のインレットキャップ前面の斜視図。
【図３】図１のインレットキャップの断面図。
【図４】図1のインレットキャップにおける損傷部分の修復後の断面図。
【図５】図1のインレットキャップに含まれるラグ溝の上面図。
【図６】図５のインレットキャップのラグ溝が取り除かれた上面図。
【図７】テーパ状境界面を含む図６のインレットキャップの上面図。
【図８】テーパ状境界面に代替構造層が適用された図７のインレットキャップの上面図。
【符号の説明】
【００３６】
１２…インレットキャップ
４０…構造繊維層
４２´…耐食層
４４´…中間層
４８…構成繊維層
５０…境界面
５２…接着フィルム
５４…代替構造層
５６…代替構成層
【図１】
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【図２】
2007107520.tif 000004
【図３】
2007107520.tif 000005
【図４】
2007107520.tif 000006
【図５】
2007107520.tif 000007
【図６】
2007107520.tif 000008
【図７】
2007107520.tif 000009
【図８】
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