JP2008546945A - 抵抗マットを有する航空機エンジン室用の防氷および除氷システム - Google Patents

Abstract

【課題】本発明が対象とするのは、絶縁材料内に埋め込まれた加熱素子の少なくとも１つの格子で構成される除氷手段（６、６ａ、６ｂ、６ｃ、６ｄ）を含むものである。
【解決手段】除氷手段が、空気取り入れリップの厚さ方向に抵抗素子を内蔵するマットの形状であることを特徴とする、第１音響減衰パネル（５）を具備する管状空気取り入れ部材（４）が後ろに続くリップ（３）を具備する空気取り入れ口（２）を含む航空機エンジン室の除氷および防氷システムである。
【選択図】図６

Description

本発明は、抵抗マットを有する航空機エンジン室用の防氷および除氷システムに関するものである。

また本発明は、改良された除氷装置を有する航空機エンジン室、ならびに抵抗マットに基いた最適化音響減衰にも関するものである。

最後に本発明は、航空機エンジン室の除氷に特に適用される、分離抵抗マットで構成された抵抗素子格子方式の除氷システムに関するものである。

内部ダクトが、リップを具備する管状空気取り入れ口と音響減衰第１内部管状部材を具備するファンケーシングとを含むファンを取り囲み、管状移行部分が空気取り入れ口をファンケーシングに接続するような航空機室を作製することが知られている。

従来、空気取り入れ口およびリップの除氷は、ジェットエンジンから室の厚さ内に配置されダクトまたは通路を通って排出される熱空気を空気取り入れ口に取り込むことによって行われている。

ある飛行条件下では取り込まれた熱空気がきわめて高温（６００℃まで）であること、および複合材料で作製された単数または複数の管状音響減衰部材がそのような温度には適合しないことにより、技術的な問題が生じている。

航空機の降下時、特にエンジンが長時間アイドリング状態になる長時間の最終段階では、除氷が特に必要になる。そのような場合、熱空気取り込み管内の空気は少なく、大量の空気束が必要である。

一方、そのような計算によると、外温が高くエンジンが推力段階にある場合、除氷空気束の制御弁が開いていると、空気は前述のような高温に達することになる。これは、弁の制御系の故障時でも飛行が可能になるよう弁が開位置でロックされる場合に特に該当する。

過度の熱は避ける必要がある段階において空気温度を下げることはきわめて難問題である、というのは、先行技術においては、熱空気除氷システムは、エンジンがアイドリング状態にある段階でエンジンの除氷を行い、特別な状況下で空気を冷却する事が可能な装置が実現されるよう設計されなければならず、そのためには、複雑で（熱交換器、弁、レギュレーターおよびその他の要素）、体積が大きく、重い機器を必要とするからである。

また先行技術においては、熱の影響を受けやすい音響減衰部分を除氷部分から遠ざけると言う方法が好まれ、そのために、管状移行部分は、音響減衰手段を具備する管状部分を被加熱部分から遠ざけるよう、空気取り入れ口と除氷手段を持たないファンケーシングとの間の接合ゾーンを備える。

この構造では特に２つの問題が生じる。第１の問題は、空気取り入れ口の環状断面部には音響減衰材が無く、そのためこれらの騒音低減手段の効果が低下することであり、第２の問題は、同じこの環状断面部には除氷手段がなく、したがって潜在的に氷の堆積をうける状態にあることである。

本発明の除氷システムは、音響減衰ゾーンと除氷ゾーンとを接近させさらには重ね合わせることができるようにすることを目的とし、通常の出力の民間航空機エンジンの場合、先行技術による熱空気防氷システムは、真の意味でのチ制御手段または制限手段を持たないエンジン出力に対し６０ないし８０ｋＷの出力を取り出すことを理解した上で、エンジン負荷の損失の減少を提供するものである。

また、本発明の除氷装置は、環状移行断面部を大幅に減少さらには除去すること、ならびに除氷面積も音響減衰手段を具備する部位の面積も拡大するために、除氷部分と音響減衰手段を具備する部分とを接近させさらには重ね合わせることも目的とする。

さらに、表面に配置された本発明による除氷装置は複雑な管路および弁のスステムを必要としない。

また、先行技術による空圧システムにより防氷を行うことは可能であるものの、シンプルかつ容易に実施できる方法で除氷を行うことはできないが、本発明のシステムでは、この除氷に必要な出力を臨時的に供給することにより、特定のゾーンの除氷を行うことが可能であり、消費出力は、選択された防氷および除氷モードに応じて適合化される。

本発明は、室の内部で場所を取らず、消費が少なく、除氷出力を飛行条件および地上条件に適合させることによりきわめて柔軟な使用法を提供する除氷および防氷システムを作製することを提案するものである。

この一環として、本発明は、絶縁材料内に埋め込まれた加熱素子の少なくとも１つの格子で構成される除氷手段を含み、除氷手段が、空気取り入れリップの厚さ方向に抵抗素子を内蔵するマットの形状であることを特徴とする、第１音響減衰パネルを具備する管状空気取り入れ部材が後ろに続くリップを具備する空気取り入れ口を含む航空機エンジン室の除氷および防氷システムを提供する。

個別の実施形態によれば、本発明は、第１音響減衰パネルを具備する管状空気取り入れ部材が後ろに続くリップを具備する空気取り入れ口を含む航空機エンジン室であって、リップが、絶縁材料内に埋め込まれた加熱素子の少なくとも１つの格子で構成される除氷手段を含む除氷システムを備える除氷システムを具備し、除氷手段が、空気取り入れリップの厚さ方向に抵抗素子を内蔵するマットの形状であり、リップの隔壁の部分を形成し、空気取り入れ口の内部のリップの一部分を覆い、空気取り入れ口の外部の少なくとも一部分上を伸びるとともに、リップと管状空気取り入れ部材の第１音響減衰パネルとの間の少なくも１つの接合ゾーン上を伸びることを特徴とする航空機エンジン室を提供する。

より詳細には、空気取り入れ口は、各部分の順次加熱を行うかいくつかの部分への同時電源供給を行うのに適した少なくとも１つの制御回路により個別に制御される一連の副格子を構成する一連の除氷部分に分割される。

本発明の好ましい実施形態によれば、除氷システムは、絶縁材料内に埋め込まれた加熱抵抗素子の少なくとも２つの格子から成る除氷手段を含み、除氷すべきパネルの厚さ方向に組み込まれた２つの分離格子を作製するよう、前記格子のうちの少なくとも２連の抵抗素子が分離される。

有利には、本発明による除氷システムは、２つの抵抗格子への電源の制御を行う独立した２つのチャンネルを含む格子制御回路を備える。

さらに本発明は、空気取り入れ口を一連の除氷部分に分割し、前記部分に同時にまたは順次電源を供給するのに適した少なくとも１つの制御回路により、除氷部分内に配置された一連の抵抗格子を制御することを特徴とする、航空機エンジン室の空気取り入れ口の除氷および防氷システムの制御方法にも関する。

そのようなシステムは、本発明によるシステムが提供する運転の柔軟性の向上に加え、たとえフェイルソフトモードでの運転時であってもその環境を高温に晒すことがないので、複合材料で作製された空気取り入れ口の防音性を向上させるのにきわめて適している。

本発明のその他の特徴および長所は添付の図面を参照して行う本発明についての非限定的例についての以下の説明を読むことにより明らかになろう。

本発明は主に、航空機の諸部分の除氷および防氷に関し、特にこれら航空機のエンジン室に関する。

そのような航空機エンジン室１の全体を図１に略図で示す。

そのような室１はリップ３を具備する空気取り入れ口２を含み、それに続いて管状空気取り入れ部材４がある。

先行技術によるそのような室の前部を図２に示すが、ここでは、ダクト１５で示す熱風除氷装置の高温から音響減衰パネル５を保護するよう、内部仕切１４の前部に位置する除氷部分と、この音響減衰パネル５を具備する部分との間にバッファーゾーンＡを確保するために、音響減衰パネルを備える管状部分４が空気取り入れリップ３から後退していることがわかる。

図３、図４および図５の本発明の実施例でも、室は同じく、複合材料の第１音響減衰パネル５を具備する管状部材を備え、本発明によれば、リップは、リップの隔壁の部分を形成し熱風除氷手段の代替となる除氷手段６、６ａ、６ｂ、６ｃ、６ｄを具備する。

本発明による除氷手段は、空気取り入れ口の内側のリップの部分３ｂを覆い、空気取り入れ口の外側のリップの部分３ａ上に伸びるとともに、リップと空気取り入れ管状部材との間の接合ゾーン７ａ、７ｂ、７ｃ上に伸びる。

より詳細には、図３の実施例によれば、接合ゾーン７ａは、リップ３の延長部の内縁部に固設された管状空気取り入れ部材の前進部８を含み、除氷手段６ｃが前記前進部８を覆う。

複合材料による管状部材４は、前記第１音響減衰パネル５を形成するために音響減衰材を締め付ける外部パネル４ａと内部パネル４ｂを含み、前進部８は、外部および内部パネル４ａ、４ｂに挟まれた端部で構成され、これらの挟まれた端部は、たとえば欧州特許公開第ＥＰ０８９７１７４Ａ１号公報において記述されている複合音響パネルの製造方法において知られているように、接着、あるいはパネル４ａ、４ｂに染み込ませる樹脂の熱重合により固設される。

図４の例によれば、リップ３は、空気取り入れ口の上面１２を形成しリップの前縁１１を超えて伸びるアッパーフードで構成され、リップ３の下面１３の一部分を形成するため、第１音響減衰パネルを具備する管状空気取り入れ部材４が延長される。この例によれば、リップの隔壁の部分を形成する除氷手段は、アッパーフード１０の内部隔壁上に配置された第１マット６ａと、延長空気取り入れ口部材の音響減衰パネル５の外面上に配置された第２マットとを含み、接合ゾーン７ｂはほぼリップ３の前縁１１のレベルに位置する。

そのような構造は、エンジンの内部からリップの前縁のレベルまでの連続的な音響減衰ゾーンが実現されるという長所を有するので、騒音防止にとってきわめて好適である。

図５の例によれば、リップ３は、下面１３、前縁１１、およびリップ３の上面１２を形成する管状空気取り入れ口部材の延長部で全面的に構成される。

図２の空気取り入れ口の本来の構造が保持されている図６の例によれば、管状空気取り入れ口部材の少なくとも一部分を覆うために、除氷手段６ｂが接合ゾーンを超えて伸びる。

除氷手段６ａはリップの外部ゾーン３ａを覆い、手段６ｂは、ここでは第１音響ゾーン９を具備するリップの内部ゾーン３ｂを覆い、手段６ｃは、リップと空気取り入れ口との間の接合ゾーン７ｃを覆い、手段６ｃは第２音響ゾーン５の一部分を覆う。

図示する除氷手段６、６ａ、６ｂ、６ｃ、６ｄは電気的手段であり、特に、加熱抵抗を内蔵するマットで構成される。

このマットを保護するには、少なくともリップの先端の部分または露出前縁内のリップの内表面上にマットを配置するのが好ましい。除氷手段が音響パネルを覆わなければならない時は、マットはパネルの外表面上に設置することができ、所望の音響減衰パネルに適合する開表面率を確保して音響減衰パネルの作動が行えるよう穿口することができる。

本発明は、複合材料部分を含み、管状空気取り入れ口部材４および音響減衰パネル５、９が複合材料で作製される航空機室に特に適用される。

電気的除氷手段の作製においては、装置は、保護すべき表面上での氷の形成を防止する防氷装置、あるいは、表面上に堆積した氷の付着層を除去するよう除氷装置として作動するようになっている。

そのような装置およびシステム、ならびにそれらの作動を図７Ａから図１１Ｂにおいて記述する。

上で説明したように、特にターボファン型のエンジンの場合、除氷システムについて用いられる先行技術は、配管を通して除氷するゾーン側に熱風を送るために空圧動力を抽出することである。

そのような技術は、充分であってエンジンの推進力から抽出可能な空圧が存在すること、制御弁装置およびこれらの弁の電気制御システムが存在すること、および室内に配管を通すのに充分な場所があることに基くものである。

この複雑な先行技術に対し、本システムは、空気取り入れリップ３および管状空気取り入れ口部材を形成するパネルの厚さ方向に埋め込まれた電気加熱素子を含み、その結果、リップ３を具備する空気取り入れ口２を含む航空機エンジン室１の除氷システムが実現される。

図７Ａに示すように、除氷手段６、６ａ、６ｂ、６ｃ、６ｄを構成する電気加熱要素は、絶縁材料１０１内に埋め込まれた加熱抵抗素子１０２の少なくとも１つの格子から成り、除氷手段は、空気取り入れリップを形成するパネル１０４、１０５間の空気取り入れリップの厚さ方向に抵抗素子１０２を内蔵するマット１０３ａ、１０３ｂの形態を成す。

抵抗素子格子１０２は、絶縁材１０１内に埋め込まれた、ジュール効果により電力を放散させる加熱電気抵抗を備える。

除氷手段は、たとえば銅など金属製の抵抗要素であるか、たとえばカーボン素子など、複合材料の抵抗素子である。

抵抗素子を覆う絶縁材は、特にシリコンまたはネオプレンタイプの可とう性材料である。

図７Ｂに示すように、抵抗素子１０２は並列に接続されるため、たとえば空気取り入れ口に対する対象物の衝撃にともなう素子の破損の場合におけるシステムの効果の損失のリスクが低減される。

各抵抗素子１０２は、隣接する素子から、適切な絶縁を確保するのに充分な距離（典型的には、０Ｖから４００Ｖの直流または交流通常電源電圧の場合、２ｍｍ程度）だけ間隔がとられている。

さらに、図７Ａに示すように、リップの厚さ方向に組み込まれる２つの分離格子１０３ａ、１０３ｂを作製するために、抵抗素子方式加熱器格子１０２は二重化されている。

格子のうちの一方が故障した場合でも他方の格子によりフェイルソフトで氷結防止機能が確保されるよう、格子は二重化されている。

これらの格子を制御するために、図示するシステムは、独立して２つの抵抗１０３ａ、１０３ｂへの電源の制御を行う２つの独立回路を含む、格子の制御回路１０６、１０６ａ、１０６ｂを備える。これらの制御回路の略図を図１０に示し、空気取り入れ口を４つの副格子２０１、２０２、２０３、２０４を構成する４つの部分に分割するものとしての、最も露出度が高い空気取り入れ口の下部ゾーン内にケーブルを配置する必要のない電源ケーブル１０８ａ、１０８ｂ、１０８ｃ、１０８ｄの配線例を図８Ｂおよび図８Ｃに示す。

事実、安全上の配慮から、さらにはシステムの電気消費量を最適化する目的から、本発明によれば、空気取り入れ口を、各部分の順次加熱を行うかいくつかの部分への同時電源供給を行うのに適した少なくとも１つの制御回路１０６、１０６ａ、１０６ｂにより個別に制御される一連の副格子２０１、・・・、２１２を構成する図８Ａによる一連の除氷部分１２１に分割する。

ケーブル１０８ａ、１０８ｂ、１０８ｃ、１０８ｄは、それらが分配する電流の取り入れ口および取り出し口をまとめたものである。

図８Ａは４つの部分を示したものであり、部分３０１はコックピットとの結合に相当し、部分３０２は、システムの順次制御または循環制御ボックス１０７ａおよび１０７ｂをまとめたエンジン制御塔であり、部分３０３は塔と空気取り入れ口との間のケーブルの配線部を含み、部分３０４は空気取り入れ口に相当する。

防氷時における正常運転を得る際に放散すべき出力は、空気取り入れ口内の加熱素子の位置によって異なり、形状の中で最も重要なゾーンは、リップの前縁から始まる空気取り入れ口の内側部分である。

そのようなゾーンの防氷機能を実現するために放散すべき出力は、１．５Ｗ／ｃｍ^２程度の直流出力である。

上よりは重要度が低いゾーンの場合、表面の周期的加熱サイクルに基いた除氷モードによる運転により、２ないし３Ｗ／ｃｍ^２程度というより高い瞬間出力を放散しつつ、システムの消費量を制限することが可能になろう。

そのような除氷モード運転においては、単数または複数の回路が、図１１Ａおよび１１Ｂに示す、決められた時間サイクル１０９に従い格子１０３ａ、１０３ｂまたは副格子２０１、・・・、２１２への電源の入り切りを行うよう構成される。

図１１Ａに示す時間サイクルは、温度上昇段階Ｐ１、解氷を行う０℃段階Ｐ２、過温度上昇段階Ｐ３を発生させる時間Ｔ０からＴ３までの抵抗素子通電を含む。次に回路が遮断されるが、これは冷却段階Ｐ４に相当する。

図１１Ｂは、抵抗素子を加熱するための導電段階が相次いで行われる、諸部分全体に関するサイクルを表す。

この除氷モードにおける運転により、空気取り込みゾーンは、充分な除氷能力を維持しつつ、回路の一方の不良に対処することができる。

分離した２つの回路１０６ａ、１０６ｂとして図１０に示したシステムの制御回路は、抵抗副格子全体に電源を供給するケーブルハーネス１０８を含む。

これらのハーネスは、個別のボックス１０７ａ、１０７ｂに接続された、あるいは、動作パラメーターの表示およびシステムの制御のために、監視および計器盤１１４との通信用ボックス１１３にバス１１５を介してそれ自身も接続された制御ボックスに接続された個別チャンネルを構成する。

上でみてきたように、室の加熱格子への電源供給は、電源ケーブル１０８、１０８ａ、１０８ｂ、１０８ｃから成る２つの独立格子と、専用の電気コネクターセットで行われる。

各格子のケーブルは、他方の格子のケーブルからは完全に分離されるよう配線され、その結果、回路間で共通な故障のリスクは最小限に抑えられる。

制御回路は、飛行フェーズまたはシステムの使用条件に応じた時間に従い加熱装置への電源の入り切りを行うよう構成されているので、説明したシステムにより出力の消費の最適化がはかられる。

単数または複数のボックス１０７ａ、１０７ｂはケーブルおよび抵抗格子加熱装置の網の監視を行い、出力される電圧および電流が適切であるようにし、不適切な短絡または開路が存在しないことを測定することによりシステムの監視を行う。

同様に、たとえば、直流電圧発生源１１６ａ、１１６ｂおよび交流電圧発生源１１７ａ、１１７ｂに接続された電源バーを通るボックス電源回路は独立している。さらに、冗長性を高めるために、各ボックスには２つの独立した電源バーにより電源が供給される。

２つの加熱網間で絶縁に問題があった場合でも、電源バーのうちの１つだけは影響を受けないようにするため、ある瞬間において、各チャンネルまたはボックスは同一の電源バーを用いる。

特に、ボックスまたはチャンネルの一方に関して電源バーのうちの１つを失った場合、２つのボックスまたはチャンネルは他方の電源バーを使用することになる。

本発明によるシステムを制御するために、空気取り入れ口を一連の除氷部分に分割し、前記部分に同時にまたは順次電源を供給するのに適した少なくとも１つの制御回路１０６、１０６ａ、１０６ｂにより、除氷部分内に配置された一連の抵抗格子２０１、・・・、２１２を制御する。

副格子の位置により、除氷運転にするか防氷運転にするかを決めることができる。

少なくとも１つの除氷部分を連続的に制御することにより防氷段階１１０を実施し、少なくとも１つの部分についての定期的加熱サイクルにより除氷段階を実施する。

図９Ａは、諸部分に順次電源を供給することにより室の外部が除氷制御され、管状空気取り入れ部分内に配置された抵抗格子に連続的に電源を供給することにより空気取り入れリップの先端およびこの部分が防氷制御される動作モードを示す。

図９Ｂは、除氷として室の外部ならびに管状空気取り入れ部分に順次電源が供給され、空気取り入れリップの先端のみに防氷モードで電源が供給される動作モードを示す。

本発明は図示例に限定されるものではなく、特に動作モードは、飛行条件、システムの状態、または使用可能な出力に応じて、防氷運転または除氷運転のいずれかを優先するよう変更することができ、分離格子は、図７Ｂのような連続するゾーン、あるいは間隔がとられたゾーン、を覆うよう横方向に分離することまたは積層すること、あるいはこれらの配置の組み合せを含むことができる。

部分断面による航空機エンジン室の全体図である。 先行技術による室の前部の断面概略図である。 本発明の第１実施例による室の前部の断面概略図である。 本発明の実施の第１変形形態による室の前部の断面概略図である。 本発明の実施の第２変形形態による室の前部の断面概略図である。 本発明の実施の第３変形形態による室の前部の断面概略図である。 本発明の一態様による抵抗格子の断面図である。 図７Ａの格子の詳細図である。 本発明による除氷システムを具備する空気取り入れ口の概略図である。 本発明による除氷システムを具備する空気取り入れ口の概略図である。 本発明による除氷システムを具備する空気取り入れ口の概略図である。 本発明による除氷システムの動作モードの概略図である。 本発明による除氷システムの別の動作モードの概略図である。 本発明による除氷システムの２つの実施例を示す図ある。 本発明による除氷システムの動作サイクルの２つの例を示す図である。 本発明による除氷システムの動作サイクルの２つの例を示す図である。

符号の説明

１ エンジン室
２ 空気取り入れ口
３ リップ
４ 管状空気取り入れ部材
４ａ 外皮
４ｂ 内皮
５ 第１音響減衰パネル
６、６ａ、６ｂ、６ｃ、６ｄ 除氷手段
７ａ、７ｂ、７ｃ 接合ゾーン
８ 前進部
９ 第２音響減衰パネル
１０ アッパーフード
１１ 前縁
１２ 上面
１３ 下面
１０１ 絶縁材料
１０２ 抵抗素子
１０３ 分離格子
１０３ａ、１０３ｂ マット
１０４、１０５ パネル
１０６、１０６ａ、１０６ｂ 制御回路
１０７ａ、１０７ｂ ボックス
１０８、１０８ａ〜１０８ｄ ケーブル
１０９ 時間サイクル
１１０ 防氷階段
１１１ 除氷階段
１１３ 通信用ボックス
１１４ 監視及び計器盤
１１５ バス
１１６ａ、１１６ｂ 直流電圧発生源
１１７ａ、１１７ｂ 交流電圧発生源
２０１〜２１２ 副格子
３０１〜３０４ 部分

Claims (27)

1. 第１音響減衰パネル（５）を具備する管状空気取り入れ部材（４）が後ろに続くリップ（３）を具備する空気取り入れ口（２）を含む航空機エンジン室（１）の除氷および防氷システムにおいて、絶縁材料（１０１）内に埋め込まれた加熱素子（１０２）の少なくとも１つの格子で構成される除氷手段（６、６ａ、６ｂ、６ｃ、６ｄ）を含み、除氷手段が、空気取り入れリップの厚さ方向に抵抗素子（１０２）を内蔵するマット（１０３ａ、１０３ｂ）の形状であることを特徴とする航空機エンジン室（１）の除氷および防氷システム。
2. 各抵抗素子（１０２）が、隣接する素子から、素子間の絶縁を確保するのに充分な距離だけ間隔がとられることを特徴とする請求項１に記載の除氷システム。
3. 抵抗素子を覆う絶縁材が、特にシリコンまたはネオプレンタイプの可とう性材料であることを特徴とする請求項１または２に記載の除氷システム。
4. 後ろに管状空気取り入れ部材（４）が続くリップ（３）を具備する空気取り入れ口（２）を含み、第１音響減衰パネル（５）を具備する航空機エンジン室（１）であって、リップ（３）が、リップの隔壁の部分を形成し、空気取り入れ口の内部のリップの一部分（３ｂ）を覆い、空気取り入れ口の外部の少なくとも一部分（３ａ）上を伸びるとともに、リップと管状空気取り入れ部材の第１音響減衰パネル（５）との間の少なくも１つの接合ゾーン（７ａ、７ｂ、７ｃ）上を伸びる、請求項１から３のいずれか１項に記載の除氷システムを具備することを特徴とする航空機エンジン室。
5. 接合ゾーン（７ａ、７ｂ、７ｃ）が、リップ（３）の延長部の内縁部に固設された管状空気取り入れ部材の前進部（８）を含み、除氷手段（６ｃ）が前記前進部（８）を覆うことを特徴とする請求項４に記載の航空機エンジン室。
6. 管状部材（４）が複合材料で作製され、第１音響減衰パネル（５）を形成するために音響減衰材料を締め付ける外皮（４ａ）および内皮（４ｂ）を含み、前進部（８）が、外皮および内皮（４ａ、４ｂ）で挟まれた縁部で構成されることを特徴とする請求項４または５に記載の航空機エンジン室。
7. 第２音響減衰パネル（９）が空気取り入れ口の内部のリップの部分（３ｂ）上に配置されることを特徴とする請求項４から６のいずれか１項に記載の航空機エンジン室。
8. リップ（３）が、空気取り入れ口の上面（１２）を形成しリップの前縁（１１）を超えて伸びるアッパーフード（１０）で構成され、リップ（３）の下面（１３）の一部分を形成するため第１音響減衰パネルを具備する管状空気取り入れ部材（４）が延長されることを特徴とする請求項４から６のいずれか１項に記載の航空機エンジン室。
9. リップ（３）が、下面（１３）、前縁（１１）、およびリップ（３）の上面（１２）を形成する管状空気取り入れ部材の延長部で構成されることを特徴とする請求項４から６のいずれか1項に記載の航空機エンジン室。
10. 管状空気取り入れ部材の第１音響減衰パネル（５）の少なくとも一部分を覆うために、除氷手段（６ｄ）が接合ゾーンを超えて伸び、所望の音響減衰に適合する開表面率を確保して音響減衰パネルの作動が行えるよう穿口されることを特徴とする、請求項４から９のいずれか一項に記載の航空機エンジン室。
11. 管状空気取り入れ部材（４）および音響減衰パネル（５、９）が複合材料で作製されることを特徴とする請求項４から１０のいずれか1項に記載の航空機エンジン室。
12. 空気取り入れ口が、各部分の順次加熱を行うかいくつかの部分への同時電源供給を行うのに適した少なくとも１つの制御回路（１０６、１０６ａ、１０６ｂ）により個別に制御される一連の副格子（２０１、・・・、２１２）を構成する一連の除氷部分に分割されることを特徴とする請求項４から１１のいずれか一項に記載の航空機室のための請求項１から３のいずれか1項に記載の除氷システム。
13. 前記制御回路が、決められた時間サイクル（１０９）に従い格子（１０３ａ、１０３ｂ）または副格子（２０１、・・・、２１２）への電源の入り切りを行うよう構成されることを特徴とする請求項１２に記載の除氷システム。
14. 独立した２つの制御回路を備えることを特徴とする請求項１３に記載の除氷システム。
15. 制御回路がただ１つの制御ボックス内にまとめられることを特徴とする、請求項１４に記載の除氷システム。
16. 単数または複数の制御回路が、抵抗格子、ならびにこれら格子に電源を供給するケーブル（１０８）の監視を行うように構成された制御ボックス（１０７ａ、１０７ｂ）を含み、出力される電圧および電流を測定し、不適切な短絡または開路が存在しないことを測定する手段を含むことを特徴とする請求項１２から１５のいずれか1項に記載の除氷システム。
17. 絶縁材料（１０１）内に埋め込まれた加熱抵抗素子（１０２）の少なくとも２つの格子から成る除氷手段（６、６ａ、６ｂ、６ｃ、６ｄ）を含み、除氷すべきパネルの厚さ方向に組み込まれた２つの分離格子（１０３ａ、１０３ｂ）を作製するよう、前記格子のうちの少なくとも２連の抵抗素子が分離されることを特徴とする、請求項４から１１のいずれか一項に記載の航空機室に適用される請求項１から３のいずれか1項に記載の除氷システム。
18. 各抵抗素子（１０２）が、隣接する素子から、素子間の絶縁を確保するのに充分な距離だけ間隔がとられることを特徴とする請求項１７に記載の除氷システム。
19. 分離格子の抵抗素子（１０２）のうちの少なくともいくつかが並列接続されることを特徴とする請求項１７または１８に記載の除氷システム。
20. ２つの抵抗格子（１０３ａ、１０３ｂ）への電源供給の制御を行う独立した２つのチャンネルを含む、格子の制御回路（１０６、１０６ａ、１０６ｂ）を備えることを特徴とする請求項１９に記載の除氷システム。
21. 独立チャンネルが単一の制御ボックス内に集約されることを特徴とする請求項２０に記載の除氷システム。
22. 後に管状空気取り入れ部材（４）が続くリップ（３）を具備する空気取り入れ口（２）を含む航空機エンジン室（１）内に作製され、空気取り入れ口が、各部分の順次加熱を行うかいくつかの部分への同時電源供給を行うのに適した少なくとも１つの制御回路（１０６、１０６ａ、１０６ｂ）により個別に制御される一連の副格子（２０１、．．．、２１２）を構成する一連の除氷部分に分割されることを特徴とする請求項１７から２１のいずれか1項に記載の除氷システム。
23. 制御回路が、格子（１０３ａ、１０３ｂ）または副格子（２０１、．．．、２１２）への電源の入り切りを独立して行うよう構成されることを特徴とする請求項２２に記載の除氷システム。
24. 単数または複数の制御回路が、抵抗格子、ならびにこれら格子に電源を供給するケーブル（１０８）の監視を行うように構成された制御ボックス（１０７ａ、１０７ｂ）を含み、出力される電圧および電流を測定し、不適切な短絡または開路が存在しないことを測定する手段を含むことを特徴とする請求項１７から２３のいずれか1項に記載の除氷システム。
25. 空気取り入れ口を一連の除氷部分に分割し、前記部分に同時にまたは順次電源を供給するのに適した少なくとも１つの制御回路（１０６、１０６ａ、１０６ｂ）により、除氷部分内に配置された一連の抵抗格子（２０１、．．．、２１２）を制御することを特徴とする請求項４から１１のいずれか1項に記載の航空機エンジン室の空気取り入れ口の除氷および防氷システムの制御方法。
26. 少なくとも１つの除氷部分を連続的に制御することにより防氷段階（１１０）を実施することを特徴とする請求項２５に記載の除氷および防氷システムの制御方法。
27. 少なくとも１つの部分についての定期的加熱サイクルにより除氷段階（１１１）を実施することを特徴とする請求項２６に記載の除氷および防氷システムの制御方法。