WO2019175037A1 - Führungsvorrichtung - Google Patents

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WO2019175037A1
WO2019175037A1 PCT/EP2019/055802 EP2019055802W WO2019175037A1 WO 2019175037 A1 WO2019175037 A1 WO 2019175037A1 EP 2019055802 W EP2019055802 W EP 2019055802W WO 2019175037 A1 WO2019175037 A1 WO 2019175037A1
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WO
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shaft
guide
support
aircraft engine
guide element
Prior art date
Application number
PCT/EP2019/055802
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English (en)
French (fr)
Inventor
Jan SAßMANNSHAUSEN
Eugen Roppelt
Original Assignee
Lufthansa Technik Ag
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/28—Supporting or mounting arrangements, e.g. for turbine casing
    • F01D25/285—Temporary support structures, e.g. for testing, assembling, installing, repairing; Assembly methods using such structures
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • F05D2230/64—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • F05D2230/68—Assembly methods using auxiliary equipment for lifting or holding

Definitions

  • the invention relates to a guide device for mounting and dismounting of arranged on a shaft components ei nes aircraft engine, and their use.
  • DE 10 2014 210 297 A1 describes a method for dismantling the flange shaft fastened by press-fitting at the front end of the low-pressure shaft of an aircraft engine in order to obtain, for example, access to the sensor system in the region of the front bearing of the low-pressure shaft.
  • the Nie derdruck-wave is fixed by a in the region of the exhaust cone 'to be fastened tigt fixing so in the axial direction that even when solving the interference fit between flange And low-pressure wave any unwanted movement of the low-pressure shaft in the axial direction, which could damage the da ran ran low-pressure turbine stage result is excluded.
  • a guide device is provided, which is attached to an engine flange and whose guide tube is connected as a continuation of the low-pressure wave with this, so that the
  • Flange shaft damage-free from the shaft can be pushed onto the guide tube.
  • the guide device from DE 10 2014 210 297 A1 allows, for example, access to the areas of the aircraft engine otherwise uncovered by the flange shaft, in particular the region of the front bearing of the low-pressure shaft in which various sensors are regularly arranged.
  • the stub shaft or other in the axial direction of the low pressure shaft subtractive components, such as.
  • the bearing so that it works separately from the engine or be replaced by new parts, this device is unsuitable.
  • Object of the present invention is to provide a ceremoniessvor direction, which allows assembly and disassembly of arranged on a shaft components of an aircraft engine, without the aircraft engine must be completely disassembled.
  • the invention relates to a guide device for assembling and disassembling components arranged on a shaft of an aircraft engine comprising a guide element which can be coaxially connected to the shaft and a support device which can be fastened to the stationary part of the aircraft engine, comprising two support elements, each between a first position, in which they support the guide element, and a second position in which they are spaced from the guide element, are adjustable, wherein the two support elements in the use state of the guide device, the mecanicsele element at two different, spaced-apart locations.
  • the invention relates to the use of a inventions to the invention guide device for disassembling a arranged on a shaft component of an aircraft engine, comprising the steps of: a) connecting the guide element of the guide device with the shaft of the aircraft engine; b) attaching the support device to the stationary part of the aircraft engine; c) adjusting the further from the shaft support ele- ment of the supporting device in its first position so that it supports the guide member, and the closer to the shaft arranged supporting element in its second position; d) moving the component to be disassembled from the shaft onto the guide element; e) adjusting the closer to the shaft arranged support ele- ment of the support device in its first position, so that it supports the guide element in a range between tween the pushed on the guide member compo nent and the shaft; f) adjusting the further from the shaft support ele- ment of the support device in its second position; and g) removing the component to be disassembled from the guide element.
  • the invention relates to the use of he inventive guide device for mounting a egg ner shaft to be arranged component of an aircraft engine, comprising the steps of: a) connecting the guide element of the guide device with the shaft of the aircraft engine; b) attaching the support device to the stationary part of the aircraft engine; c) adjusting the closer to the shaft arranged support ele- ment of the support device in its first position so that it supports the guide member, and the further away from the shaft disposed support member in its second position; d) sliding the component to be mounted on the Füh guiding element; e) adjusting the farther away from the shaft arrange th support member of the support device in its first position so that it supports the guide member; f) adjusting the closer to the shaft arranged support ele- ment of the support device in its second position; and g) moving the component to be mounted onto the shaft.
  • the invention has recognized that for mounting or dismounting egg ner arranged on the shaft component of an aircraft propulsion plant regularly radial support of the shaft is required to prevent these gravitationally sagging and thus possibly other components and modules of the aircraft engine factory damage , Thus, a corresponding support does not have to be attached consuming in hard to reach areas away from the end portions of the shaft, fiction, according to provided to connect a guide member coaxial with the shaft. In other words, the guide element is thus attached to one of the end faces of the shaft, that it extends to closing coaxially thereto.
  • a Stützvorrich device is provided, which is fixed to the stationary part of the aircraft engine, for example.
  • An engine flange In which the support device is fastened directly to the aircraft engine be, the relative position of the support device to the shaft of the aircraft engine and thus to the guide element remains permanently constant. This makes it possible to use the erfindungsge Permitted device in an on-wing maintenance of a flight generating engine, in which the engine remains mounted on an aircraft to use.
  • the support device according to the invention has two spaced-apart, movable support elements. These support elements, each of which is sufficient for the radial support of the shaft via the guide element, can take over the neces sary support alternately, thus enabling the mounting and dismounting of a questionable component on the principle of a lock.
  • the points at which the support elements can support the guide element spaced apart such that the component to be mounted or de-mounted component (s) can be arranged in principle between the two said points on the guide element.
  • the distance between the two points in question should be greater than the length to be assembled or disassembled component (s).
  • the guide element and thus the shaft is first supported by that support member wel Ches is further removed from the shaft and thus is in the first position, while the other support member is in the remote from the guide element second position.
  • the component to be disassembled is then pushed by the shaft so far on the guide element that then the other support member can be moved to the first position and rests between the component to be disassembled and the shaft on the guide member.
  • the guide element and thus the shaft is supported by at least one support element.
  • the assembly of a component is carried out in reverse order: First, the further away from the shaft remote support member is in the second position, the other Züt zement in its first position before the component to be mounted is pushed onto the guide member. At closing the further away from the shaft support member is moved to the first position and the second support member in its second position. The component to be assembled can then be pushed up by the guide element onto the shaft and finally assembled.
  • the shaft of the aircraft engine during the described enclosed assembly or disassembly of a component arranged thereon is not (adequately) chert by corresponding components of the aircraft engine (such as designed as a bearing for the shaft bearings) in the axial direction gesi chert
  • the shaft can by a Fixing device, as it is known for example from DE 10 2014 210 297 Al, to be secured in the axial direction.
  • the fixing device is to be arranged on the guide device described here entge genforce end of the shaft. Is the foundedsvor direction provided for in the flow direction through the engine before the end of the shaft, the fixing device is to be attached to the rear end of the shaft.
  • the fixing device for the front end is provided.
  • a Fi xiervorraum as a rule but only required if the regularly arranged in the front region of the shaft fixed bearing of the shaft is dismantled or exceed the expected during assembly and disassembly axial forces on the shaft the allowable for the fixed bearing level , It is preferred if the first position of the support elements can be calibrated and the support elements can then be reproducibly adjusted to the calibrated first position.
  • the first position of the support ele- ments can be set so that the ceremoniessele ment on the one hand actually rests on the support member and in particular no distance between the support element and guide element, on the other hand, an undesirable bending load of the guide element is avoided.
  • the calibration is preferably carried out in the unloaded state, ie in particular while no engine component on the guide element is ordered and the shaft also does not have to be supported on the guide element in the radial direction. This ensures that the shaft remains in support of egg nes of the support elements substantially in its intended position and no damage to the engine by movements of the shaft in the radial direction are to be feared.
  • both Stitzele elements can each bring reproducible in the calibrated first position.
  • the support elements may preferably be displaceable between the first and the second position.
  • the support elements in the first position with a fixing screw can be fixed, the fixing screw is preferably arranged parallel to the displacement direction, the Stützele ment abuts the head of the fixing screw and the maximum screwing depth of the fixing screw is adjustable to calibrate the first position.
  • the depth of engagement of the fixing screw corresponds to the position of the end of the support element provided for supporting the guide element.
  • the first position of the supporting element can be calibrated. be rung. If the support member is in the first position ver, the fixing screw is screwed to the maximum screwing depth, whereby the previously calibrated Po position is reliably reproduced.
  • the maximum screwing depth for the fixing screw in a threaded hole can, for example, by a at the distal end of a through hole is set screw can be adjusted.
  • an element with which the distance between the screw head and the support element is adjustable can be provided on the fixing screw.
  • the support device For attachment of the support device on the stationary part of the engine, the support device preferably comprises arms, which are further preferably adjustable in length. About ent speaking outrigger, it is also possible to attach the support device to the shaft radially far-spaced stationary parts of the aircraft engine.
  • a connection piece with at least one dowel pin preferably with an external thread
  • a paral lel to the dowel pin arranged guide pin preferably with external thread
  • the dowel pin and / or the guide pin are then provided for passage through predetermined openings on the stationary part of the aircraft engine.
  • About the external thread of the dowel pin and / or the Füh guide pin can then fix the boom.
  • Passport pin and / or guide pin are matched in their position and fit to the previously defined openings on the stationary part of the aircraft engine that they can be easily introduced reindeer and at the same time allow accurate positioning of the support device.
  • the support device and / or the cantilever are preferably designed for connection to an engine housing flange of the engine.
  • the dowel pins and / or guide pins Kgs then be formed, for example, for attachment to regularly provided flange holes, the dowel pins form over these holes in particular an oversize and / or transitional fit, while the guide pins preference, game against these holes.
  • the guide element has to connect to the shaft at ih rem one end preferably a frictional or Formschlus selement.
  • one end preferably a frictional or Formschlus selement.
  • there may be an external thread provided there, with which the guide element can be screwed into a provided on the shaft of the aircraft engine internal thread.
  • the guide element may in particular be a guide tube.
  • Figure 1 a schematic representation of an aircraft engine according to the prior art
  • Figure 2 the aircraft engine of Figure 1 with demountier TEM fan module
  • FIG. 3 shows a schematic representation of the guide element of a guide device according to the invention mounted on the shaft of the aircraft engine according to FIG. 2;
  • FIG. 3a shows a detailed representation of the adapter element for the stub shaft of FIG. 3a;
  • Figure 4 is a schematic representation of the generating unit of the flight according to Figure 2 fixed guide device
  • Figure 4a Detail view for calibrating the Stauerele elements of the support device of Figure 4;
  • Figure 4b detailed representation of the connection of the Stauervorrich device of Figure 4.
  • Figure 5-8 schematic representations of the individual steps for dismantling the flange shaft.
  • Figure 9 the support device of Figures 4 to 8 in sammenschreib state.
  • FIG. 1 is exemplarily a two-shaft aircraft engine 50 with - in the flow direction - a fan module 51, a Never derdruckkompressor 52, a high pressure compressor 53, a combustion chamber 54, a high-pressure turbine 55 and a low-pressure turbine 56 shown.
  • the fan module 51 and the low-pressure compressor 52 are rotatably connected via a so-called.
  • the fan module 51 and the low-pressure turbine 56 are not directly, but rather connected via a so-called.
  • Flange shaft 59 with the Nl-shaft 57.
  • the flange shaft 59 is non-positively and positively locked by press fitting at the front end of the NI shaft 57 and thus rotatably connected thereto.
  • the flange shaft 59 is to be completely constantly dismantled to be repaired off the aircraft engine 50 and / or to gain access to the mon-oriented state of the flange 59 hidden components of the aircraft engine 50.
  • the fan module 51 is removed (FIG. 2).
  • a fixing as for example. From DE 10 2014 210 297 Al known, who mounted the Nl-shaft 57 in the axial direction fixed.
  • the flange shaft 59 is not tilted during subsequent removal of the Nl-shaft 57 and on the guide member 2 and thereby possibly damaged, is still a Gleitele element 20 is pushed onto the guide member 2 and screwed to the flange shaft 59.
  • the sliding element 20 has a matching to the diameter of the guide element 2 Sliding sleeve 21 and an associated stop element 22, which for selectively screwing with the flange shaft
  • the support device 3 is attached to the statio nary part, namely an engine flange 60 (see Figure 2).
  • Figure 4 The same is shown in Figure 4, in which, as in the following figures 5 to 8 for reasons of clarity on the representation of the aircraft engine 50 with the exception of the flange shaft 59 and the engine flange
  • the support device 3 further comprises two arranged on a cross member 7, spaced-apart support members 8, the guide element 2 can be optionally supported at spaced locations when using the guide device 1.
  • the support elements 8 in the direction indicated by the double arrow 90 direction, which corresponds to a radial Rich direction to the guide element 2, displaceable accessible freshlystal tet and calibrated with respect to the first position shown in Figure 4.
  • the support member 8 is in the first position where it rests against the guide member 2, secured by a debohrung in a réellegewin on the cross member 7 parallel to the direction 90 screwed and manually operable fixing screw 9 the art that the support member 2 at the head of the fixing screw 9 on or rests on this. As a result, determines the first position of the support member 8 on the one screw depth of the fixing screw 9 in the cross member. 7
  • the internal threaded bore provided there is designed as a through hole, in one side of an adjusting screw 10 is screwed.
  • the determined during the calibration position of the support member 8 can reliably reproduce.
  • the calibration described is preferably carried out in the stage shown in Figure 4, in which the flange shaft 59 is still firmly connected to the Nl-wave (see, for example, Figure 3) and the guide element 2 is therefore unloaded.
  • the NI shaft 57 closer support member 8 is moved after loosening the corresponding fixing screw 9 in the direction 90 in a second position in which it is remote from the guide member 2, wherein the guide element 2 but still from the other Support element 8 ge remains supported.
  • the flange shaft 59 is formed according to methods known in the art (cf., for example, in US Pat
  • the Nl-wave 57 closer Stützele elements 8 is moved back to its first position ( Figure 6), where it is ensured due to the successful calibration that the support member 8 after tightening their fixing screw 9 again exactly in the calibration (see. Figure 4) occupies determined position.
  • the support element 8 in question then supports the guide element 2 in a region between the NI shaft 57 and the flange shaft 59 moved away therefrom.
  • the extension arms 4 are adjustable in length.
  • the cross member 7 can be pivoted about an axis 91 parallel to the displacement direction 90 relative to the extension arms 4, so that the support device 3 becomes attached

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Abstract

Führungsvorrichtung (1) zur Montage und Demontage von auf einer Welle (57) angeordneten Komponenten (59) eines Flugzeugtriebwerks (50), sowie deren Verwendung, wobei die Führungsvorrichtung (1) ein mit der Welle (57) koaxial verbindbares Führungselement (2) und eine an dem stationären Teil (60) des Flugzeugtriebwerks (50) befestigbare Stützvorrichtung (3) umfasst, die Stützvorrichtung umfassend zwei Stützelemente (8), die jeweils zwischen einer ersten Position, in der sie das Führungselement (2) stützen, und einer zweiten Position, in der sie vom Führungselement (2) beabstandet sind, verstellbar sind, wobei die beiden Stützelemente (8) im Verwendungszustand der Führungsvorrichtung (1) das Führungselement (2) an zwei unterschiedlichen, voneinander beabstandeten Stellen stützen. Bei der Verwendung können zu montierende oder demontierende Komponenten (59) des Flugzeugtriebwerks (50) nach dem Prinzip einer Schleuse an den Stützelementen (8) vorbeigeführt werden.

Description

Führungsvorrichtung
Die Erfindung betrifft eine Führungsvorrichtung zur Montage und Demontage von auf einer Welle angeordneten Komponenten ei nes Flugzeugtriebwerks, sowie deren Verwendung.
Bei der Wartung, Instandhaltung oder Verbesserung von als Gas turbinen ausgeführten Flugzeugtriebwerken müssen häufig ein zelne Bauteile und Module vom Triebwerk demontiert werden, um entweder vom Flugzeugtriebwerk getrennt bearbeitet werden zu können oder um den Zugang zu weiteren Bauteilen und Modulen des Flugzeugtriebwerkes zu ermöglichen. Sofern das Flugzeug triebwerk nicht vollständig zerlegt werden soll, ist es auf grund der bei Flugzeugtriebwerken typischen Leichtbauweise und dem damit verbundenen Verzicht auf eine gesonderte Tragstruk tur häufig nicht möglich, beliebige Bauteile oder Module zu demontieren. Die Bauteile und Module eines Flugzeugtriebwerks sind nämlich derart miteinander verbunden, dass sie sich ge genseitig stützen oder ineinander lagern. Um Beschädigungen des Flugzeugtriebwerkes zu vermeiden, ist es daher regelmäßig erforderlich, vor der Demontage eines Bauteils oder eines Mo duls sicherzustellen, dass die am Flugzeugtriebwerk verblei benden Komponenten bspw. mithilfe von Stützen oder Halterungen so gesichert sind, dass sie bei der vorgesehenen Demontage nicht miteinander kollidieren und dadurch beschädigt werden.
In der DE 10 2014 210 297 Al ist ein Verfahren zur Demontage der per Presspassung am vorderen Ende der Niederdruck-Welle eines Flugzeugtriebwerks befestigten Flanschwelle beschrieben, um so bspw. Zugang zu dem Sensorsystem im Bereich der vorderen Lagerung der Niederdruck-Welle zu erhalten. Dazu wird die Nie derdruck-Welle durch eine im Bereich des Abgaskonus ' zu befes tigende Fixiervorrichtung derart in axialer Richtung fixiert, dass selbst bei Lösen der Presspassung zwischen Flanschwelle und Niederdruck-Welle jegliche ungewollte Bewegung der Nieder druck-Welle in axialer Richtung, die eine Beschädigung der da ran angeordneten Niederdruck-Turbinenstufe zur Folge haben könnte, ausgeschlossen ist. Zur Aufnahme der Flanschwelle ist eine Führungsvorrichtung vorgesehen, die an einem Triebwerks flansch befestigt und deren Führungsrohr als Fortsetzung der Niederdruck-Welle mit dieser verbunden ist, sodass die
Flanschwelle beschädigungsfrei von der Welle auf das Führungs rohr geschoben werden kann.
Die Führungsvorrichtung aus DE 10 2014 210 297 Al ermöglicht bspw. den Zugang zu den ansonsten von der Flanschwelle ver deckten Bereichen des Flugzeugtriebwerks, insbesondere also dem Bereich der vorderen Lagerung der Niederdruck-Welle in dem regelmäßig diverse Sensoren angeordnet sind. Für eine voll ständige Demontage der Flanschwelle oder anderer in axialer Richtung von der Niederdruck-Welle abzuziehender Komponenten, wie bspw. der Lager, sodass diese gesondert vom Triebwerk be arbeitet oder durch Neuteile ersetzt werden können, ist diese Vorrichtung jedoch ungeeignet.
Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, eine Führungsvor richtung zu schaffen, die eine Montage und Demontage von auf einer Welle angeordneten Komponenten eines Flugzeugtriebwerkes gestattet, ohne dass das Flugzeugtriebwerk vollständig zerlegt werden muss.
Gelöst wird diese Aufgabe durch eine Führungsvorrichtung gemäß dem Hauptanspruch, sowie deren Verwendung gemäß Anspruch 10. Vorteilhafte Weiterbildungen sind Gegenstand der abhängigen Ansprüche . Demnach betrifft die Erfindung eine Führungsvorrichtung zur Montage und Demontage von auf einer Welle angeordneten Kompo nenten eines Flugzeugtriebwerks umfassend ein mit der Welle koaxial verbindbares Führungselement und eine an dem stationä ren Teil des Flugzeugtriebwerks befestigbare Stützvorrichtung umfassend zwei Stützelemente, die jeweils zwischen einer ers ten Position, in der sie das Führungselement stützen, und ei ner zweiten Position, in der sie vom Führungselement beab- standet sind, verstellbar sind, wobei die beiden Stützelemente im Verwendungszustand der Führungsvorrichtung das Führungsele ment an zwei unterschiedlichen, voneinander beabstandeten Stellen stützen.
Weiterhin betrifft die Erfindung die Verwendung einer erfin dungsgemäßen Führungsvorrichtung zur Demontage einer auf einer Welle angeordneten Komponente eines Flugzeugtriebwerks, mit den Schritten: a) Verbinden des Führungselementes der Führungsvorrichtung mit der Welle des Flugzeugtriebwerks; b) Befestigen der Stützvorrichtung an dem stationären Teil des Flugzeugtriebwerks; c) Verstellen des von der Welle weiter entfernten Stütze lementes der Stützvorrichtung in deren erste Position, sodass sie das Führungselement stützt, und des näher an der Welle angeordneten Stützelementes in deren zweite Position; d) Bewegen der zu demontierenden Komponente von der Welle auf das Führungselement; e) Verstellen des näher an der Welle angeordneten Stütze lementes der Stützvorrichtung in deren erste Position, sodass sie das Führungselement in einem Bereich zwi schen der auf dem Führungselement aufgeschobenen Kompo nente und der Welle stützt; f) Verstellen des von der Welle weiter entfernten Stütze lementes der Stützvorrichtung in deren zweite Position; und g) Entfernen der zu demontierenden Komponente von dem Füh rungselement .
Gleichermaßen betrifft die Erfindung die Verwendung einer er findungsgemäßen Führungsvorrichtung zur Montage einer auf ei ner Welle anzuordnenden Komponente eines Flugzeugtriebwerks, mit den Schritten: a) Verbinden des Führungselementes der Führungsvorrichtung mit der Welle des Flugzeugtriebwerks; b) Befestigen der Stützvorrichtung an dem stationären Teil des Flugzeugtriebwerks; c) Verstellen des näher an der Welle angeordneten Stütze lementes der Stützvorrichtung in deren erste Position, sodass sie das Führungselement stützt, und des weiter von der Welle entfernt angeordneten Stützelementes in deren zweite Position; d) Aufschieben der zu montierenden Komponente auf das Füh rungselement ; e) Verstellen des weiter von der Welle entfernt angeordne ten Stützelementes der Stützvorrichtung in deren erste Position, sodass sie das Führungselement stützt; f) Verstellen des näher an der Welle angeordneten Stütze lementes der Stützvorrichtung in deren zweite Position; und g) Bewegen der zu montierenden Komponente auf die Welle.
Die Erfindung hat erkannt, dass zur Montage oder Demontage ei ner auf der Welle angeordneten Komponente eines Flugzeugtrieb werkes regelmäßig eine radiale Stützung der Welle erforderlich ist, um zu verhindern, dass diese schwerkraftbedingt absackt und dadurch ggf. andere Bauteile und Module des Flugzeugtrieb werks beschädigt werden. Damit eine entsprechende Stütze nicht aufwendig in nur schwer zugänglichen Bereichen abseits der Endbereiche der Welle angebracht werden muss, ist erfindungs gemäß vorgesehen, ein Führungselement koaxial mit der Welle zu verbinden. In anderen Worten wird das Führungselement also so an einer der Stirnseiten der Welle befestigt, dass es sich an schließend koaxial zu dieser erstreckt.
Die regelmäßig erforderliche radiale Stützung der Welle er folgt über dieses Führungselement. Dazu ist eine Stützvorrich tung vorgesehen, die an dem stationären Teil des Flugzeug triebwerkes, bspw. einem Triebwerksflansch, befestigt ist. In dem die Stützvorrichtung unmittelbar am Flugzeugtriebwerk be festigt ist, bleibt die relative Lage der Stützvorrichtung zur Welle des Flugzeugtriebwerks und damit zu dem Führungselement dauerhaft konstant. Dadurch ist es möglich, die erfindungsge mäße Vorrichtung auch bei einer On-Wing-Wartung eines Flug zeugtriebwerkes, bei welcher das Triebwerk an einem Flugzeug montiert bleibt, zu verwenden. Aufgrund von anderen Arbeiten am Flugzeug ggf. induzierte Schwingungen oder sonstige Bewe gungen des Triebwerks wirken sich dabei nicht auf die relative Lage der Stützvorrichtung gegenüber Welle bzw. Führungselement aus Um dennoch auf der Welle angeordnete Komponenten des Flugzeug triebwerks montieren und demontieren zu können, weist die Stützvorrichtung gemäß der Erfindung zwei voneinander beab- standete, bewegliche Stützelemente auf. Diese Stützelemente, die jeweils für sich genommen zur radialen Stützung der Welle über das Führungselement ausreichend sind, können die erfor derliche Stützung abwechselnd übernehmen und so das Montieren und Demontieren einer fraglichen Komponente nach dem Prinzip einer Schleuse ermöglichen. Dazu sollten die Stellen, an denen die Stützelemente das Führungselement stützen können, derart voneinander beabstandet, dass die zu montierende oder zu de montierende Komponente (n) grundsätzlich zwischen den beiden genannten Stellen auf dem Führungselement angeordnet werden können. In anderen Worten soll der Abstand zwischen den beiden fraglichen Stellen größer sein als die Länge zu montierende o- der zu demontierende Komponente (n) .
Im Falle einer Demontage wird das Führungselement und somit die Welle zunächst von demjenigen Stützelement gestützt, wel ches weiter von der Welle entfernt ist und sich somit in der ersten Position befindet, während das andere Stützelement in der von dem Führungselement entfernten zweiten Position ist. Die zu demontierende Komponente wird dann von der Welle soweit auf das Führungselement geschoben, dass anschließend das an dere Stützelement in die erste Position verfahren werden kann und zwischen der zu demontierenden Komponente und der Welle an dem Führungselement anliegt. Wird nun das weiter von der Welle entfernte Stützelement in seine zweite Position verfahren, lässt sich die zu demontierende Komponente von dem Führungs element abziehen. Während des gesamten beschriebenen Vorgangs ist das Führungselement und damit die Welle durch wenigstens ein Stützelement gestützt. Die Montage einer Komponente erfolgt in umgekehrter Reihen folge: Zunächst befindet sich das von der Welle weiter ent fernte Stützelement in der zweiten Position, das andere Stüt zelement in seiner ersten Position, bevor die zu montierende Komponente auf das Führungselement aufgeschoben wird. An schließend wird das von der Welle weiter entfernt liegende Stützelement in die erste Position und das zweite Stützelement in seine zweite Position verfahren. Die zu montierende Kompo nente kann dann von dem Führungselement auf die Welle aufge schoben und schlussendlich montiert werden.
Sofern die Welle des Flugzeugtriebwerks während der beschrie benen Montage oder Demontage einer darauf angeordneten Kompo nente nicht (ausreichend) durch entsprechende Bauteile des Flugzeugtriebwerks (wie beispielsweise ein als Festlager für die Welle ausgestaltetes Wälzlager) in axialer Richtung gesi chert ist, kann die Welle durch eine Fixiervorrichtung, wie sie beispielsweise aus DE 10 2014 210 297 Al bekannt ist, in axialer Richtung gesichert werden. Die Fixiervorrichtung ist dabei an dem zur hier beschriebenen Führungsvorrichtung entge gengesetzten Ende der Welle anzuordnen. Ist die Führungsvor richtung für das in Strömungsrichtung durch das Triebwerk vor dere Ende der Welle vorgesehen, ist die Fixiervorrichtung am hinteren Ende der Welle zu befestigen. Ist die erfindungsge mäße Vorrichtung zur Montage und Demontage von Komponenten am hinteren Ende der Welle ausgebildet, ist die Fixiervorrichtung für das vordere Ende vorzusehen. In diesem Fall ist eine Fi xiervorrichtung im Regelfall aber nur dann erforderlich, wenn das regelmäßig im vorderen Bereich der Welle angeordnete Fest lager der Welle demontiert ist oder die bei der Montage und Demontage zu erwartenden axialen Kräfte auf die Welle das für das Festlager zulässige Maß überschreiten. Es ist bevorzugt, wenn die erste Position der Stützelemente kalibierbar und die Stützelemente anschließend reproduzierbar in die kalibrierte erste Position verstellbar sind. Durch eine entsprechende Kalibrierung kann die erste Position der Stütze lemente jeweils so eingestellt werden, dass das Führungsele ment einerseits tatsächlich auf dem Stützelement aufliegt und insbesondere kein Abstand zwischen Stützelement und Führungs element besteht, andererseits eine unerwünschte Biegebelastung des Führungselementes vermieden wird. Die Kalibrierung erfolgt dabei vorzugsweise im unbelasteten Zustand, also insbesondere während keine Triebwerkskomponente auf dem Führungselement an geordnet ist und die Welle auch noch nicht über das Führungs element in radialer Richtung abgestützt werden muss. Dadurch ist sichergestellt, dass die Welle auch bei Stützung über ei nes der Stützelemente im Wesentlichen in ihrer vorgesehenen Position verbleibt und keine Beschädigungen des Triebwerks durch Bewegungen der Welle in radialer Richtung zu befürchten sind. Nach erfolgter Kalibrierung lassen sich beiden Stützele mente jeweils reproduzierbar in die kalibrierte erste Position bringen .
Die Stützelemente können vorzugsweise zwischen der ersten und der zweiten Position verschiebbar sein. In diesem Fall können die Stützelemente in der ersten Position mit einer Fixier schraube fixierbar sein, wobei die Fixierschraube vorzugsweise parallel zur Verschiebrichtung angeordnet ist, das Stützele ment am Kopf der Fixierschraube anliegt und zur Kalibrierung der ersten Position die maximalen Einschraubtiefe der Fixier schraube einstellbar ist. Bei einer entsprechenden Anordnung korrespondiert die Einschraubtiefe der Fixierschraube mit der Position der zur Stützung des Führungselementes vorgesehenen Endes des Stützelementes. Durch Festlegen der maximalen Ein schraubtiefe kann die erste Position des Stützelementes kalib- riert werden. Soll das Stützelement in die erste Position ver stellt werden, wird die Fixierschraube bis zur maximalen Ein schraubtiefe eingeschraubt, wodurch die zuvor kalibrierte Po sition zuverlässig reproduziert wird. Die maximale Einschraub tiefe für die Fixierschraube in eine Gewindebohrung kann bspw. durch eine am entfernten Ende eines Durchgangslochs einge setzte Schraube eingestellt werden. Alternativ dazu kann an der Fixierschraube ein Element, mit dem der Abstand zwischen Schraubenkopf und Stützelement einstellbar ist, vorgesehen sein .
Zur Befestigung der Stützvorrichtung am stationären Teil des Triebwerks weist die Stützvorrichtung vorzugsweise Ausleger auf, die weiter vorzugsweise längenverstellbar sind. Über ent sprechende Ausleger ist es auch möglich, die Stützvorrichtung an von der Welle radial weit beabstandeten stationären Teilen des Flugzeugtriebwerkes zu befestigten.
Am freien Ende wenigstens eines Auslegers kann ein Anschluss stück mit wenigstens einem Passstift, vorzugsweise mit einem Außengewinde, vorgesehen sein. Zusätzlich kann noch ein paral lel zum Passstift angeordneter Führungsstift, vorzugsweise mit Außengewinde, vorgesehen sein. Der Passstift und/oder der Füh rungsstift sind dann zur Durchführung durch zuvor festgelegten Öffnungen am stationären Teil des Flugzeugtriebwerkes vorgese hen. Über das Außengewinde des Passstiftes und/oder des Füh rungsstiftes lässt sich der Ausleger dann befestigen. Pass stift und/oder Führungsstift sind in ihrer Lage und Passung so an die zuvor festgelegten Öffnungen am stationären Teil des Flugzeugtriebwerkes abgestimmt, dass sie sich einfach einfüh ren lassen und gleichzeitig eine genaue Positionierung der Stützvorrichtung ermöglichen. Die Stützvorrichtung und/oder deren Ausleger sind vorzugsweise zur Verbindung mit einem Triebwerksgehäuseflansch des Trieb werks ausgebildet. Die Passstifte und/oder Führungsstifte kön nen dann bspw. zur Befestigung an regelmäßig vorgesehenen Flanschbohrungen ausgebildet sein, wobei die Passstifte gegen über diesen Bohrungen insbesondere eine Übermaß- und/oder Übergangspassung bilden, während die Führungsstifte vorzugs weise Spiel gegenüber diesen Bohrungen aufweisen.
Das Führungselement weist zur Verbindung mit der Welle an ih rem einen Ende vorzugsweise ein Kraftschluss- oder Formschlus selement auf. Beispielsweise kann dort ein Außengewinde vorge sehen sein, mit welchem sich das Führungselement in ein an der Welle des Flugzeugtriebwerks vorgesehenes Innengewinde ein schrauben lässt. Das Führungselement kann insbesondere ein Führungsrohr sein.
Zur Erläuterung der erfindungsgemäßen Verwendung wird auf die vorstehenden Ausführungen verwiesen.
Die Erfindung wird nun anhand der Verwendung einer vorteilhaf ten Ausführungsform unter Bezugnahme auf die beigefügten
Zeichnungen beispielhaft beschrieben. Es zeigen:
Figur 1 : eine schematische Darstellung eines Flugzeug- triebwerks gemäß dem Stand der Technik;
Figur 2 : das Flugzeugtriebwerk aus Figur 1 mit demontier tem Fan-Modul;
Figur 3 : eine schematische Darstellung des an der Welle des Flugzeugtriebwerks gemäß Figur 2 montierten Führungselements einer erfindungsgemäßen Füh- rungsVorrichtung; Figur 3a: eine Detaildarstellung des Adapterelementes für die Flanschwelle aus Figur 3a;
Figur 4 : eine schematische Darstellung der an dem Flug zeugtriebwerk gemäß Figur 2 befestigten Führungs vorrichtung;
Figur 4a: Detaildarstellung zur Kalibrierung der Stützele mente der Stützvorrichtung aus Figur 4;
Figur 4b: Detaildarstellung der Anbindung der Stützvorrich tung aus Figur 4;
Figur 5-8 : schematische Darstellungen der einzelnen Schritte zur Demontage der Flanschwelle; und
Figur 9: die Stützvorrichtung aus Figuren 4 bis 8 im zu sammengelegten Zustand.
Nachfolgend wird die Verwendung einer erfindungsgemäßen Füh rungsvorrichtung 1 zur Demontage der mit der Niederdruck-Welle 57 eines Flugzeugtriebwerks 50 verbundene Flanschwelle 59 be schrieben und in diesem Zusammenhang auch die Führungsvorrich tung 1 selbst erläutert.
In Figur 1 ist exemplarisch ein Zwei-Wellen-Flugzeugtriebwerk 50 mit - in Strömungsrichtung - einem Fan-Modul 51, einem Nie derdruckkompressor 52, einem Hochdruckkompressor 53, einer Brennkammer 54, einer Hochdruckturbine 55 und einer Nieder druckturbine 56 gezeigt. Das Fan-Modul 51 und der Niederdruck kompressor 52 sind über eine sog. Nl-Welle 57 mit der Nieder druckturbine 56 drehverbunden, während die Hochdruck-Komponen ten 53, 55 auf einer die Nl-Welle 57 koaxial umgebende N2- Welle 58 angeordnet sind. Das Fan-Modul 51 und die Niederdruckturbine 56 sind dabei nicht unmittelbar, sondern vielmehr über eine sog. Flansch welle 59 mit der Nl-Welle 57 verbunden. Die Flanschwelle 59 ist per Presspassung kraft- und formschlüssig am vorderen Ende der Nl-Welle 57 auf diese aufgeschoben und somit drehfest mit dieser verbunden.
Bei der nachfolgend beschriebenen Verwendung einer erfindungs gemäßen Führungsvorrichtung 1 soll die Flanschwelle 59 voll ständig demontiert werden, um abseits des Flugzeugtriebwerkes 50 Instandgesetzt zu werden und/oder ob den Zugang zu im mon tierten Zustand von der Flanschwelle 59 verdeckten Komponenten des Flugzeugtriebwerks 50 zu erhalten.
In einem ersten Schritt wird das Fanmodul 51 entfernt (Figur 2) . Gleichzeitig kann - auch wenn in Figur 2 nicht dargestellt - am hinteren Ende der Nl-Welle 57 ein Fixierelement, wie es bspw. aus der DE 10 2014 210 297 Al bekannt ist, montiert wer den, welches die Nl-Welle 57 in axialer Richtung fixiert.
Anschließend wird das als Führungsrohr ausgestaltete Führungs element 2 der Führungsvorrichtung 1 koaxial mit der Nl-Welle 57 verbunden (Figur 3) . Dazu wird das Führungselement 2 durch die Flanschwelle 59 an die Nl-Welle 57 herangeführt und an schließend über ein an dem entsprechenden Ende vorgesehenen Außengewinde 2 ' in ein dazu passendes Innengewinde 57 ' an der Nl-Welle 57 mit dieser fest verschraubt.
Damit die Flanschwelle 59 beim späteren Abziehen von der Nl- Welle 57 und auf dem Führungselement 2 nicht verkantet und dadurch ggf. beschädigt wird, ist weiterhin noch ein Gleitele ment 20 auf das Führungselement 2 aufgeschoben und mit der Flanschwelle 59 verschraubt. Dazu weist das Gleitelement 20 eine auf den Durchmesser des Führungselementes 2 abgestimmte Gleithülse 21 und ein damit verbundenes Anschlagelement 22 auf, welches zur wahlweisen Verschraubung mit der Flanschwelle
59 ausgebildet ist. Durch das Gleitelement 20 wird sicherge stellt, dass die Flanschwelle 59 auch nach dem Abziehen von der Nl-Welle 57 koaxial zum Führungselement 2 ausgerichtet bleibt .
Im nächsten Schritt wird die Stützvorrichtung 3 an dem statio nären Teil, nämlich einem Triebwerksflansch 60 (vgl. Figur 2) befestigt. Entsprechendes ist in Figur 4 dargestellt, bei der wie auch bei den nachfolgenden Figuren 5 bis 8 aus Gründen der Übersichtlichkeit auf die Darstellung des Flugzeugtriebwerkes 50 mit Ausnahme der Flanschwelle 59 und dem Triebwerksflansch
60 verzichtet wurde.
Zur Befestigung der Stützvorrichtung 3 an dem Triebwerks flansch 60 sind drei längenverstellbare Auslegerarme 4 vorge sehen, an deren freien Enden jeweils ein Anschlussstück 5 mit jeweils einem Passstift 6 und einem davon beabstandeten paral lelen Führungsstift 6' aufweist. Die Passstifte 6 haben ein Außengewinde und weisen gegenüber den Öffnungen 61 im Trieb werksflansch 60 eine derartige Übergangs- und/oder Übermaßpas sung auf, dass sie sich einerseits problemlos in die Öffnungen
61 einführen lassen, andererseits eine genaue Positionierung der Stützvorrichtung 3 gewährleisten. Auch Führungsstifte 6' weisen ein Außenwinde auf, sind jedoch auf Spiel gegenüber den Öffnungen 61 ausgelegt, um ein Verklemmen zu vermeiden. Nach dem die Passstifte 6 und Führungsstifte 6' in die dafür vorge sehenen Öffnungen 61 eingeführt sind, können diese mithilfe von Muttern dort gesichert werden, wie dies in Figur 4b, die einen Schnitt durch die durch die Achsen des Passstiftes 6 und des Führungsstiftes 6' eines Auslegerarms 4 aufgespannte Ebene zeigt, skizziert ist. Die Stützvorrichtung 3 umfasst weiterhin zwei an einem Quer träger 7 angeordnete, voneinander beabstandete Stützelemente 8, die bei der Verwendung der Führungsvorrichtung 1 das Füh rungselement 2 an voneinander beabstandeten Stellen wahlweise stützen können. Dabei sind die Stützelemente 8 in die mit dem Doppelpfeil 90 angedeutete Richtung, die einer radialen Rich tung zum Führungselement 2 entspricht, verschiebbar ausgestal tet und hinsichtlich der in Figur 4 gezeigten ersten Position kalibrierbar .
Die Kalibrierbarkeit der Stützelemente 8 wird anhand des in Figur 4a gezeigten Schnitts durch eines der beiden Stützele mente 8 erläutert.
Das Stützelement 8 wird in der ersten Position, an der es an dem Führungselement 2 anliegt, durch eine in eine Innengewin debohrung am Querträger 7 parallel zur Verschieberichtung 90 eingeschraubte und von Hand betätigbare Fixierschraube 9 der art gesichert, dass das Stützelement 2 am Kopf der Fixier schraube 9 an- bzw. auf diesem aufliegt. In der Folge bestimmt sich die erste Position des Stützelementes 8 über die Ein schraubtiefe der Fixierschraube 9 im Querträger 7.
Um die maximale Einschraubtiefe der Fixierschraube 9 in den Querträger 7 einstellen zu können, ist die dort vorgesehene Innengewindebohrung als Durchgangsloch ausgestaltet, in deren eine Seite eine Einstellschraube 10 eingeschraubt ist. Durch die Einschraubtiefe der Einstellschraube 10 verändert sich un mittelbar auch die mögliche Einschraubtiefe für die Fixier schraube 9.
Zur Kalibrierung des Stützelementes 8 wird diese durch Anzie hen der Fixierschraube 9, solange auf das Führungselement 2 zu bewegt, bis das Führungselement 2 auf dem Stützelement 8 auf liegt. Anschließend wird die Einstellschraube 10 einge
schraubt, bis sie in Kontakt mit der Fixierschraube 9 kommt. Wird nun die Fixierschraube 9 zunächst gelöst und zu einem späteren Zeitpunkt wieder bis zu der dann von der Einstell schraube 10 vorgegebenen Einschraubtiefe eingeschraubt, lässt sich die im Zuge der Kalibrierung ermittelte Position des Stützelementes 8 zuverlässig reproduzieren. Die beschriebene Kalibrierung erfolgt vorzugsweise in dem in Figur 4 gezeigten Stadium, in dem die Flanschwelle 59 noch fest mit der Nl-Welle (vgl. bspw. Figur 3) verbunden und das Führungselement 2 daher unbelastet ist.
In einem ersten Schritt wird das der Nl-Welle 57 näherliegende Stützelement 8 nach Lösen der entsprechenden Fixierschraube 9 in Richtung 90 in eine zweite Position, in der sie von dem Führungselement 2 entfernt ist, verfahren, wobei das Führungs element 2 aber weiterhin von dem anderen Stützelement 8 ge stützt bleibt. Anschließend wird die Flanschwelle 59 gemäß im Stand der Technik bekannter Verfahren (vgl. bspw. in
DE 10 2014 210 297 Al) von der Nl-Welle 57 gelöst und von der Welle 57 weg auf das Führungselement 2 geschoben (Figur 5) .
Anschließend wird das der Nl-Welle 57 näherliegende Stützele mente 8 wieder in ihre erste Position verfahren (Figur 6) , wo bei aufgrund der erfolgten Kalibrierung sichergestellt ist, dass das Stützelement 8 nach Anziehen ihrer Fixierschraube 9 wieder exakt die in der Kalibrierung (vgl. Figur 4) ermittelte Position einnimmt. Das fragliche Stützelement 8 stützt das Führungselement 2 dann in einem Bereich zwischen der Nl-Welle 57 und der davon wegbewegten Flanschwelle 59.
Im nächsten Schritt kann die Fixierschraube 9 des weiter von der Welle 57 entfernt liegenden Stützelementes 8 gelöst und dieses dann in eine zweite Position entfernt von dem Führungs element 2 verfahren werden (Figur 7) . In diesem Zustand wird das Führungselement 2 durch das andere, der Welle 57 näherlie gende Stützelement 8 gestützt. Die Flanschwelle 59 kann dann zusammen mit dem Gleitelement 20 von dem Führungselement 2 abgezogen und der weiteren Bearbei tung abseits des Flugzeugtriebwerks 50 zugeführt werden (Figur
Zur erneuten Montage der Flanschwelle 59 an der Nl-Welle 57 des Flugzeugtriebwerks 50 werden die anhand der Figuren 5 bis 8 beschrieben Schritte in umgekehrter Reihenfolge ausgeführt.
Wie bereits erwähnt sind die Auslegerarme 4 längenverstellbar Darüber hinaus lässt sich der Querträger 7 um eine Achse 91 parallel zur Verschieberichtung 90 relativ zu den Auslegerar- men 4 verschwenken, sodass sich die Stützvorrichtung 3 bei
Nichtgebrauch in die in Figur 9 gezeigte Konfiguration platz sparend Zusammenlegen lässt.

Claims

Patentansprüche
1. Führungsvorrichtung (1) zur Montage und Demontage von auf einer Welle (57) angeordneten Komponenten (59) eines Flug zeugtriebwerks (50) umfassend ein mit der Welle (57) koa xial verbindbares Führungselement (2) und eine an dem sta tionären Teil (60) des Flugzeugtriebwerks (50) befestigbare Stützvorrichtung (3) umfassend zwei Stützelemente (8), die jeweils zwischen einer ersten Position, in der sie das Füh rungselement (2) stützen, und einer zweiten Position, in der sie vom Führungselement (2) beabstandet sind, verstell bar sind, wobei die beiden Stützelemente (8) im Verwen dungszustand der Führungsvorrichtung (1) das Führungsele ment (2) an zwei unterschiedlichen, voneinander beabstande- ten Stellen stützen.
2. Führungsvorrichtung nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, dass
die erste Position der Stützelemente (8) kalibrierbar und die Stützelemente (8) anschließend reproduzierbar in die kalibrierte erste Position verstellbar sind.
3. Führungsvorrichtung nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Stützelemente (8) zwischen der ersten und der zweiten Position verschiebbar sind.
4. Führungsvorrichtung nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Stützelemente (8) in der ersten Position mit einer Fi xierschraube (9) wahlweise fixierbar sind, wobei die Fi xierschraube (9) vorzugsweise parallel zur Verschiebrich tung (92) angeordnet und zur Kalibrierung der ersten Posi tion die maximalen Einschraubtiefe einstellbar ist.
5. Führungsvorrichtung nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Stützvorrichtung (3) Ausleger (4) zur Verbindung mit dem stationären Teil (60) des Flugzeugtriebwerks (50) auf weist, wobei die Ausleger (4) vorzugsweise längenverstell bar sind.
6. Führungsvorrichtung nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, dass
wenigstens ein Ausleger (4) an seinem freien Ende ein An schlussstück (5) mit wenigstens einem Passstift (6) auf weist, wobei der Passstift (6) vorzugsweise ein Außenge winde aufweist.
7. Führungsvorrichtung nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Stützvorrichtung (3) und/oder deren Ausleger (4) zur Verbindung mit einem Triebwerksgehäuseflansch (60) des Flugzeugtriebwerks (50) ausgebildet sind.
8. Führungsvorrichtung nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, dass
das Führungselement (2) zur Verbindung mit der Welle (57) des Flugzeugtriebwerks (50) an ihrem einen Ende ein Kraft schluss- oder Formschlusselement, vorzugsweise ein Außenge winde, aufweist.
9. Führungsvorrichtung nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, dass
das Führungselement (2) ein Führungsrohr ist.
10. Verwendung einer Führungsvorrichtung (1) gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche zur Demontage einer auf einer Welle (57) angeordneten Komponente (59) eines Flugzeug triebwerks (50), gekennzeichnet durch die Schritte: a) Verbinden des Führungselementes (2) der Führungsvor richtung (1) mit der Welle (57) des Flugzeugtriebwerks (50) ; b) Befestigen der Stützvorrichtung (3) an dem stationären Teil des Flugzeugtriebwerks (50); c) Verstellen des von der Welle (57) weiter entfernten
Stützelementes (8) der Stützvorrichtung (3) in deren erste Position, sodass sie das Führungselement (2) stützt, und des näher an der Welle angeordneten Stütze lementes (8) in deren zweite Position; d) Bewegen der zu demontierenden Komponente (59) von der Welle (57) auf das Führungselement (2); e) Verstellen des näher an der Welle (57) angeordneten
Stützelementes (8) der Stützvorrichtung (3) in deren erste Position, sodass sie das Führungselement (2) in einem Bereich zwischen der auf dem Führungselement (2) aufgeschobenen Komponente (59) und der Welle (57) stützt ; f) Verstellen des von der Welle (57) weiter entfernten
Stützelementes (8) der Stützvorrichtung (3) in deren zweite Position; und g) Entfernen der zu demontierenden Komponente (59) von dem Führungselement (2) .
11. Verwendung einer Führungsvorrichtung (1) gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche zur Montage einer auf einer Welle
(57) anzuordnenden Komponente (59) eines Flugzeugtriebwerks
(50), gekennzeichnet durch die Schritte: Verwendung einer erfindungsgemäßen Führungsvorrichtung zur Montage einer auf einer Welle angeordneten Komponente eines Flugzeugtriebwerks, mit den Schritten: a) Verbinden des Führungselementes (2) der Führungsvor
richtung (1) mit der Welle (57) des Flugzeugtriebwerks (50) ; b) Befestigen der Stützvorrichtung (3) an dem stationären Teil des Flugzeugtriebwerks (50); c) Verstellen des näher an der Welle (57) angeordneten
Stützelementes (8) der Stützvorrichtung (3) in deren erste Position, sodass sie das Führungselement (2) stützt, und des weiter von der Welle (57) entfernt an geordneten Stützelementes (8) in deren zweite Position; d) Aufschieben der zu montierenden Komponente (59) auf das Führungselement (2); e) Verstellen des weiter von der Welle (57) entfernt ange ordneten Stützelementes (8) der Stützvorrichtung (3) in deren erste Position, sodass sie das Führungselement (2) stützt; f) Verstellen des näher an der Welle (57) angeordneten
Stützelementes (8) der Stützvorrichtung (3) in deren zweite Position; und g) Bewegen der zu montierenden Komponente (59) auf die
Welle ( 57 ) .
12. Verwendung nach Anspruch 10 oder 11,
dadurch gekennzeichnet, dass die beiden Stützelemente (8) nach Schritt (b) kalibriert werden .
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Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2644863A1 (de) * 2010-11-26 2013-10-02 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Werkzeug zur montage und demontage einer turbinenvorrichtung sowie verfahren zur montage und demontage einer turbinenvorrichtung
US20130315714A1 (en) * 2011-02-09 2013-11-28 Dirk Müller Method for pulling a bearing body off the rotor of a gas turbine and tubular shaft extension
DE102014210297A1 (de) 2014-05-30 2015-12-03 Lufthansa Technik Ag Demontageverfahren für eine Gasturbine
US20170191381A1 (en) * 2016-01-06 2017-07-06 Honda Motor Co., Ltd. Support apparatus for disassembling and assembling gas turbine engine

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2177160A (en) 1985-07-04 1987-01-14 Prime Mover Maintenance Limite Servicing gas turbines

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2644863A1 (de) * 2010-11-26 2013-10-02 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Werkzeug zur montage und demontage einer turbinenvorrichtung sowie verfahren zur montage und demontage einer turbinenvorrichtung
US20130315714A1 (en) * 2011-02-09 2013-11-28 Dirk Müller Method for pulling a bearing body off the rotor of a gas turbine and tubular shaft extension
DE102014210297A1 (de) 2014-05-30 2015-12-03 Lufthansa Technik Ag Demontageverfahren für eine Gasturbine
US20170191381A1 (en) * 2016-01-06 2017-07-06 Honda Motor Co., Ltd. Support apparatus for disassembling and assembling gas turbine engine

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