JP5815942B2 - ターボ機械のナセルおよび防氷装置、ならびにその方法 - Google Patents

Description

本発明は、ターボ機械に関し、より詳細には、少なくともその一部分を複合材料から作製できる、航空エンジンのナセル用の防氷および除氷システムに関する。

高バイパスターボファンエンジンは、亜音速で作動する高性能航空機のために広く使用されている。図１に概略的に示すように、高バイパスターボファンエンジン１０は大型のファン１２を含む。そのファン１２は、推進力を大きくし燃料消費率を低下させるためにエンジン１０の正面に配置される。ファン１２は、入ってくる空気１４を圧縮するように働く。空気１４の一部分はコアエンジン（ガスタービン）１６に流入する。そのコアエンジン（ガスタービン）１６は、空気をさらに圧縮するコンプレッサの低圧段１８Ａおよび高圧段１８Ｂを含むコンプレッサ部分１８と、燃料が圧縮空気と混合され燃焼される燃焼室２０と、高圧タービン２２Ａが燃焼ガスからエネルギーを抽出してコンプレッサ部分１８の高圧段１８Ｂを駆動し、低圧タービン２２Ｂが燃焼ガスからエネルギーを抽出してファン１２およびコンプレッサ部分１８の低圧段１８Ａを駆動するタービン部分２２とを含む。ファン１２に入る空気の大部分は、エンジン１０の後方にバイパスされ、さらなるエンジン推進力を生成する。バイパス空気は環状のバイパスダクト２４を通り、そのバイパスダクト２４は、ファン１２およびそのファンブレード２６のすぐ後ろに配置される、出口案内翼２８（ＯＧＶ、ｏｕｔｌｅｔ ｇｕｉｄｅ ｖａｎｅ）とも呼ばれる、１つまたは複数列の静翼を含む。ファンブレード２６は、ファンカウルまたはナセル３０に囲繞され、そのファンカウルまたはナセル３０は、ターボファンエンジン１０への吸気ダクト３２、ならびにバイパスダクト２４から出るバイパス空気のためのファンノズル３４を画定する。

ナセル３０は、構造上の重要な構成要素であり、その設計の考慮すべき点は、空気力学的基準、ならびに異物による損傷（ＦＯＤ、ｆｏｒｅｉｇｎ ｏｂｊｅｃｔ ｄａｍａｇｅ）に耐える能力を含む。このような理由で、ナセル３０を作製するときには、適切な構造、材料、および組立て方法を選択することが重要である。様々な材料および構成が考えられており、金属材料、特にアルミニウム合金が広く用いられている。大幅に重量を削減するという利点をもたらすので、グラファイト強化エポキシ樹脂などの複合材料も考えられている。しかし、空気力学的および構造的基準を満たすためには、複合材料から形成されたナセルはある種の課題に直面する。例えば、エンジン効率を向上し燃料消費率（ＳＦＣ、ｓｐｅｃｉｆｉｃ ｆｕｅｌ ｃｏｎｓｕｍｐｔｉｏｎ）を改善するためには、翼、ナセル、および他の表面を覆う層流が望ましい。ナセル上で層流を実現するには、その外面で、吸気リップ３６から、ナセル３０の最大径４４または最低でも吸気リップ３６のすぐ後ろの吸気外側バレル断面の長さのところまで、段差および隙間を無くすべきである。複合材およびそれらの作製プロセスは、必要とされる制御された輪郭（ｃｏｎｔｏｕｒ ｃｏｎｔｒｏｌ）および部品重量を有するこのサイズの単一部片の部品を生産するのに適しているが、複合材料単体では、飛行中のバードストライクを確実に耐え抜くのに必要な衝撃抵抗をもたらすことができていない。

航空エンジンナセルに関するさらなる課題は、エンジンが地上にある間、また特に飛行条件下で、ナセル、特に吸気リップ（図１の３６）でその前縁が着氷状態になりやすいことである。ナセルの吸気リップ上の氷の蓄積を除去し（除氷）、氷の蓄積を防止する（防氷）ためのよく知られた一手法は、高温空気ブリードシステムの使用によるものである。一例を図１に概略的に示す。図１では、エンジンに供給された抽気流が、コンプレッサ部分１８から抽出され配管３８を通って吸気リップ３６に至り、吸気リップ３６において、高温の抽気が吸気リップ３６の内面に接触して、リップ３６を加熱し、氷の形成を除去／防止する。配管３８は、一般にピッコロチューブ４０と称されるチューブ構成を含む。このチューブ４０は、Ｄダクト４２と称されることもある、ナセル３０の環状の空隙に存在する。チューブ４０は、Ｄダクト４２を高温の抽気で完全に満たして、吸気リップ３６を確実に十分に加熱する。このタイプのシステムは効果的であるが、Ｄダクト４２を満たし、防氷および除氷機能を実行するのに必要な熱エネルギーを供給するために、大量の抽気を必要とする。エンジン１０から高温空気が抽出されると、それに応じた悪影響がエンジン特性に及ぼされ、エンジン効率が損なわれる。さらに、図示したタイプの高温空気ブリードシステムは、重量に関する著しい不利益を招くことがある。

代替として、いくつかの小型のターボファンおよびターボプロップ航空エンジンは、電気防氷装置、例えば、抵抗タイプのヒータ線を利用する。それらのヒータ線を、吸気リップ３６の内面に取り付けるか、または吸気リップ３６の内面に接合しかつ／もしくは機械的に取り付けたブーツに埋め込むか、あるいは熱伝導によって吸気リップ３６を加熱するようにリップ３６に直接埋め込むことができる。しかし、こうしたシステムは、概して、図１に示すタイプの高バイパスターボファンエンジンなど、大型の航空エンジンの除氷および連続する防氷動作のために過大なエネルギーを必要とする。

米国特許第７６２９５５８号公報

本発明は、航空エンジンのナセル用の防氷および除氷システムならびに方法を提供し、その非限定的な例は、部分的にまたは完全に複合材料から作製したナセルである。

本発明の第１の態様によれば、ナセルは、ナセルの前縁を画定する吸気リップと、吸気リップの内面に隣接して配置され部分的に範囲を定められる、ナセル内の環状のダクトとを備える。防氷装置が、ダクト内にあり、マニホルドを備え、そのマニホルドは、断面形状が吸気リップの内面に合致し、吸気リップの内面に面する壁を有する。防氷手段はさらに、マニホルドの壁を介して吸気リップを加熱するために、マニホルドに空気を伝導する手段を備える。

本発明の第２の態様によれば、上記で説明した構造は、ナセルの吸気リップ上に氷が蓄積するのを除去および防止するのを可能にする方法を提供する。こうした方法は、吸気リップの内面に隣接し部分的に範囲を定められたナセル内の環状のダクト内にマニホルドを配置することを含む。マニホルドは、断面形状が吸気リップの内面に合致し、吸気リップの内面に面する壁を有し、空気は、マニホルドの壁を介して吸気リップを加熱するためにマニホルドに導かれる。

本発明の技術的な影響は、マニホルドを設けながらもエンジンの重量を最小限にすることに寄与する、航空エンジンナセル用の防氷装置を提供する性能である。そのマニホルドは、ナセルのバードストライクおよびＦＯＤへの抵抗を促進するように、ナセルを加熱すること、および衝撃強度および延性をもたらすことの２重の役割を果たす。好ましい実施形態では、マニホルドによって与えられる強度および延性は、ナセルを複合材料から構成することを可能にすることができる。

本発明の他の態様および利点は、以下の詳細な説明からよりよく理解されるであろう。

高バイパスターボファンエンジンの概略断面図を示す。 本発明の実施形態による、ターボファンエンジンのナセルの吸気リップの断面を示す詳細図である。 本発明の別の実施形態による、ターボファンエンジンのナセルの吸気リップの断面を示す詳細図である。

図２および図３に本発明の実施形態を示す。それらの実施形態によって、少なくとも航空エンジンナセルの吸気リップ部分が複合材料製となるように製造することができる航空エンジンナセルとの組み合わせで防氷性能が提供される。本発明は、高バイパスターボファンエンジンで使用するのに特に適しており、その高バイパスターボファンエンジンの一例は、図１に示すターボファンエンジン１０であるが、他の適用例が予期できることを理解されたい。便宜上、本発明を図１のエンジン１０を参照して説明するが、図２および図３に関連して説明する本発明の詳細によって改変される。

上記で言及したように、本発明の好ましい態様は、ナセル、または少なくともナセルのうち吸気リップの前縁を形成する部分を複合材料から作ることができることである。好ましい複合材料は、改良したマトリックス材料の温度性能および衝撃抵抗から恩恵を受けることができる連続する繊維強化複合材を含むと考えられる。複合材料の繊維強化構成要素は、所望の繊維構成を有するように既知の繊維材料で作ることができる。例えば、炭素（グラファイト）繊維は、特に適切な強化材料であると考えられているが、炭素繊維に加えて、またはその代わりに、ガラスおよびポリマー（例えば、Ｋｅｖｌａｒ（登録商標）などのアラミド）繊維を含む他の繊維材料を使用することもできる。この繊維構成は、ナセルの厚さを通る、平面を介した熱伝達を促進できる３次元ブレーディングまたはウィービング技術を含む、既知の繊維ウィービングおよびブレーディング技術を用いて作り出すことができる。複合材のマトリックス材料の本質的な役割は、繊維強化材料ならびに複合材全体の構造の構造的な強度および他の物理的特性に寄与することである。マトリックス材料は、熱的に劣化せず、または繊維強化材料に不都合でない温度および条件下で硬化できるべきでもある。これに基づいて、特に適切な樹脂材料は、ポリ（アリール）エーテルエーテルケトン（ＰＥＥＫ）、ポリ（アリール）エーテルケトンケトン（ＰＥＫＫ）、ポリフェニレンサルファイド（ＰＰＳ）、ポリイミド、およびエポキシ樹脂などの熱可塑性樹脂であると考えられるが、他のマトリックス材料の使用が予期可能である。

本発明の別の好ましい態様によれば、少なくともナセルの吸気リップの外側部分は、その表面を横切る層流と干渉することになる段差または隙間を無くすように単一部片として作られる。より具体的には、ナセルは、好ましくは、吸気リップから始まってナセルの（図１に４４で示す）最大径を画定する部分まで後方に続く、連続する単一部片の複合材構造を有するように形成される。ナセル（または少なくとも複合材料から形成される部分）を作る適切な方法には、樹脂トランスファー成形（ＲＴＭ、ｒｅｓｉｎ ｔｒａｎｓｆｅｒ ｍｏｌｄｉｎｇ）、圧縮成形、オートクレーブ養生、真空支援型樹脂トランスファー成形（ＶａＲＴＭ、ｖａｃｕｕｍ−ａｓｓｉｓｔｅｄ ｒｅｓｉｎ ｔｒａｎｓｆｅｒ ｍｏｌｄｉｎｇ）、およびテープ配置および自動プライ配置技術が含まれる。最後に、エンジン吸気、逆推進装置、コアカウル、およびトランスカウルなど、航空エンジンナセルの構成要素、ならびに音響パネルなど、他の航空機構成物には一般的な、軽量のフォームまたはハニカムポリマー材料などのコア材料（図示せず）をナセル５０および７０の層構造に組み込むことができる。上記で言及した材料を考慮すると、ナセルは、アルミニウム合金または従来技術で従来用いられる他の合金から形成されたナセルよりずっと軽くすることができる。ナセルの厚さは、必要以上に過度の重量を与えることなく、ナセルの構造的な完全性をもたらすのに十分にすべきである。広い範囲の厚さが可能であるが、典型的な範囲は約１．５から約２．５ミリメートルである。

上記で言及したように、本発明の特定の態様は、上記で説明したタイプの複合材ナセルと組み合わせた防氷性能を提供することである。図２を参照すると、ナセル５０の断面は本発明の第１の実施形態を示している。図１に示す従来技術ナセル３０と同様に、ナセル５０は、ターボファンエンジンの吸気ダクト５２、ならびにバイパス空気がその中を流れるバイパスダクトおよびファンノズル（図２に図示せず）を画定する。やはり図１と同様に、ナセル５０は、環状の空隙５８を画定するように示されており、その環状の空隙５８は、ナセル５０の吸気ダクト５２および外側バレル５４によって径方向に範囲を定められ、ナセル５０の吸気リップ５６、ならびに吸気リップ５６の後方部分で吸気ダクト５２および外側バレル５４にまたがる隔壁６０によって長手方向に範囲を定められている。前に説明したように、エンジンが地上にある間、また特に飛行条件下で、ナセル５０、特に吸気リップ５６におけるその前縁が、着氷状態になりやすい。Ｄダクト４２が高温抽気で完全に満たされる、図１に関して説明した防氷技術とは対照的に、図２の実施形態は防氷装置を用いる。その防氷装置はマニホルド６２を含み、そのマニホルド６２は、ナセル５０のうち最も着氷を受けやすい部分、すなわち吸気リップ５６、ならびに吸気ダクト５２および外側バレル５４のうち吸気リップ５６のすぐ後方の部分をより局所的に加熱するように構成される。マニホルド６２は、コンプレッサ部分またはエンジン内の他の適切な高温空気源から抽出した高温抽気などのエンジン抽気を用いて、吸気リップ５６を加熱する。その抽気は、図１の配管３８と同様にルート決めできる導管４８を通して抽出されるように示している。しかし、マニホルド６２は、図１で必要な抽気よりずっと少ない抽気を効果的に使用し、それによりエンジン特性およびエンジン効率への影響を低減するように構成される。したがって、導管４８は、図１の配管３８と同程度に大きい必要がなく、抽気をマニホルド６２に伝導する他の手段を使用することもできる。

図２に示すように、マニホルド６２は、空隙５８の形状に対応する環状の形状を有し、吸気リップ５６ならびにナセル５０の吸気ダクト５２および外側バレル５４に隣接する部分によって画定される、空隙５８の内面６４に厳密に合致するＵ字形の断面を有するように構成される。さらに、マニホルド６２は、内部空隙６３内で抽気流を可能にするように中空である。図２に示すように、マニホルド６２内の空隙６３は、断面がＵ字形であり、マニホルド６２の内壁６７が吸気リップ５６に面する壁６５に厳密に合致するので内部体積が最小である。マニホルド６２は、内面６４に近接して配置され、その結果、マニホルドの壁６５と内面６４との間の環状の隙間６６が小さくなる。隙間６６の適切な幅は最大約１５ミリメートルであり、好ましい範囲は約２から約６ミリメートルであると考えられる。マニホルド６２は、断面が比較的薄く、その壁６５および６７を、薄い合金、例えば、アルミニウム合金、チタン合金、または別の耐高温腐食合金から形成することができる。マニホルド６２を、真空ろう付けおよび／または拡散接合を含む既知のプロセスで作製することができる。

内面６４に面するマニホルド６２の壁６５は多数の孔６８を含み、それらの孔６８は、マニホルドの空隙６３を通る高温抽気流が、吸気リップ５６の内面６４で直接吹かれ、それにより強制対流による吸気リップ５６の熱伝達が実現されるのに十分なサイズおよび適切なパターンのものである。孔のパターンは、吸気リップ５６の前縁における抽気に集中させることができるが、より好ましくは、空気は吸気リップ５６全体にわたって一様に分散される。適切な孔のサイズおよび孔のパターンの密度は、吸気リップ５６のサイズおよび構成、ならびに抽気流量および抽気源に応じて変わる。抽気は、吸気リップ５６への衝突の後に、排気口、およびナセル５０の構造に元々存在する他の開口部を通して外気に逃げることができる。

高温抽気のための導管として働く以外に、マニホルド６２は直接の熱伝達機能を有する必要がない。したがって、熱伝導率以外の基準に基づいて、マニホルド６２のための材料を選択することができる。したがって、マニホルド８２を断熱材から作製することもできる。しかし、ナセル５０のうち吸気リップ５６の部分またはその周りの部分の好ましい複合材構造の点から、マニホルド６２のための材料および構造は、好ましくは、衝撃強度および延性を促進することに基づいて選択される。このように衝撃強度および延性を促進することは、バードストライクを含む異物衝撃損傷に抵抗する吸気リップ５６の能力を促進するように働く。ナセル５０のバードストライクおよびＦＯＤへの抵抗を促進すること、およびナセル５０を加熱して防氷機能をもたらすことの２重の役割を果たすために、図２に示すマニホルド６２は補強要素７０を備え、その補強要素７０は、マニホルド６２の壁６５と吸気リップ５６の内面６４との間の隙間６６のそうでなければ開放している空気流通路に配置される。補強要素７０は、好ましくは、吸気リップ５６を構造的に支持しマニホルド６２から間隔をあけて配置するように、隙間６６内の適切な位置に存在する。図２に示すように、補強要素７０は、１つまたは複数のパネル、ストリップ、またはリボンなど、正弦曲線状の要素の形態であってよいが、マニホルド６２を通した吸気リップ５６の衝撃強度を促進するために、追加または代替の補強構成要素を使用することもできることを理解されたい。

空隙５８内で吸気リップ５６の内面６４に隣接してマニホルド６２を取り付けるために、様々な技術を用いることができる。図２から明らかなように、隔壁６０を使用して、空隙５８内にマニホルド６２を位置決めおよび配置することができる。あるいは、またはさらに、スタンドオフ要素または突起などで、マニホルド６２を内面６４に直接取り付けることができる。

図３に、複合材ナセルと組み合わせた防氷性能を提供するための別の実施形態を示す。図２の強制空気対流技術とは対照的に、図３の実施形態は、吸気リップ５６との直接の熱伝導に依存している。図２の実施形態と同様に、マニホルド７２は、図３では、空隙５８の形状と合致する環状の形状を有し、吸気リップ５６の内面６４、ならびにナセル５０の吸気ダクト５２および外側バレル５４の隣接する部分に厳密に合致するＵ字形の断面を有するように示される。図２のマニホルド６２と同様に、マニホルド７２は、内部空隙７３内で抽気流を可能にするように中空であり、空隙７３は、断面がＵ字形であり、マニホルド７２の壁７５および７７が吸気リップ５６の内面６４に厳密に合致するので、体積が最小である。図３の防氷装置およびマニホルド７２の他の態様は、図２のマニホルド６２に関して説明したものと同一または同様とすることができ、したがって、以下の説明は図２のマニホルド６２と図３のマニホルド７２の基本的な違いに注目する。

図２とは対照的に、吸気リップ５６に面するマニホルド７２の壁７５は、図２の環状の隙間６６がマニホルド７２と内面６４の間に存在しないように、本質的に内面６４全体に直接接するように示されている。したがって、吸気リップ５６の強制空気加熱のための孔なしでマニホルド７２の壁７５を作ることができるが、図２と同様に、吸気リップ５６と高温抽気が直接接触するのを可能にするように孔を設けることもできることが予期できる。しかし、吸気リップ５６の加熱は、主として、マニホルドの壁７５を高温抽気によって加熱し、それにより熱伝導によって吸気リップ５６が加熱された結果である。そのため、マニホルド７２（または少なくともマニホルド７２の壁７５）のための好ましい材料は、高伝導材料、とりわけアルミニウム合金、チタン合金、および他の耐高温腐食合金を含む金属であり、これらの材料は、マニホルド７２および吸気リップ５６がバードストライクおよび可能性のある異物による損傷の他の原因に耐える能力を促進することもできる。マニホルド７２を、接着剤で吸気リップ５６の内面６４に取り付けることができ、好ましい接着剤は、マニホルドの壁７５と吸気リップ５６の間の熱伝達を促進するように、分散した金属および／またはセラミック粒子を含むことによって熱伝導率が強化されたものである。

マニホルドの空隙７３内の抽気が、マニホルド７２中の１つまたは複数の開口部（図示せず）を通して外気に逃げることを可能にすることができ、それらの開口部は、マニホルドの壁７５を加熱するためにマニホルド７２内の十分な滞留時間を確実にし、さらに、図１の従来技術で必要とされるよりずっと少ない量の抽気しか使用しないように、マニホルド７２を通る空気流量を制御するのに十分小さい。したがって、マニホルド７２は、エンジン特性およびエンジン効率への影響を低減することが可能である。

上記を考慮すると、図２および図３で説明した防氷装置がそれぞれ、図１の従来技術のシステムに対していくつかの異なる利点をもたらすことを理解されたい。例えば、それらのシステムは、比較的小さく、吸気リップ５６に厳密に合致できるマニホルド６２および７２を使用し、それにより、吸気リップ５６における防氷性能を実現するのに必要な抽気が減る。マニホルド６２および７２の構造の軽量化を、それらの構造の材料および作製技術の選択によってさらに促進することができる。マニホルド６２および７２は、比較的薄い材料から構築し、さらに、吸気リップ５６のバードストライクおよびＦＯＤへの抵抗を促進するように十分な衝撃強度および延性をもたらすことができ、リップ５６を複合材料、より好ましくは、外面にその表面を横切る層流と干渉することになる段差または隙間がない、連続する単一部片複合材構造から形成することができる。

本発明を特定の実施形態の点から説明してきたが、当業者が他の形態を採用することもできる。例えば、ターボファンエンジン１０およびナセル３０の物理的構成は、示したものと異なることもあり、言及したもの以外の材料およびプロセスを用いることもできる。したがって、本発明の範囲は、以下の特許請求の範囲によってのみ限定されるべきである。

１０ エンジン
１２ ファン
１４ 空気
１６ ガスタービン
１８ 部分
１８Ａ 段
１８Ｂ 段
２０ 燃焼室
２２ 部分
２２Ａ タービン
２２Ｂ タービン
２４ ダクト
２６ ブレード
２８ 静翼
３０ ナセル
３２ ダクト
３４ ノズル
３６ リップ
３８ 配管
４０ チューブ
４２ Ｄダクト
４４ ナセル
４８ 導管
５０ ナセル
５２ ダクト
５４ バレル
５６ リップ
５８ 空隙
６０ 隔壁
６２ マニホルド
６３ 空隙
６４ 表面
６５ 壁
６６ 隙間
６７ 壁
６８ 孔
７０ 要素
７２ マニホルド
７３ 空隙
７５ 壁
７７ 壁

Claims (10)

1. 航空エンジンに吸気口において据え付けるナセルであって、
   ナセルの前縁を画定する吸気リップと、
   前記吸気リップの内面に隣接して配置され部分的に範囲を定められる、ナセル内の環状の空隙と、
   前記空隙内に配置された防氷装置と、
   を備え、
   前記防氷装置が、断面形状が前記吸気リップの内面に合致するマニホルドを備え、
   前記マニホルドが、
   前記吸気リップの内面に面し、且つ合致するＵ字形の断面を有する第１の壁と、
   前記第１の壁の形状と合致する第２の壁と、
   前記第１の壁を介して前記吸気リップを加熱するために、前記マニホルドの前記第１の壁と前記第２の壁との間に画定される、Ｕ字形の断面を有する内部空隙内の空気を導く手段と、
   を備え、
   前記空気を導く手段が、前記内部空隙よりも内側に位置するナセル内の空隙を、導かれた前記空気によって満たさないこと、
   を特徴とする、ナセル。
2. 前記マニホルドの前記第１の壁が、前記吸気リップの前記内面に直接接合され、
   前記第１の壁が、熱伝導によって前記吸気リップを加熱するように適合されること、
   を特徴とする、請求項１に記載のナセル。
3. 前記伝導手段が、高温の抽気を前記航空エンジンから抽出し、
   前記高温の抽気を前記マニホルドに伝導すること、
   を特徴とする、請求項１または２に記載のナセル。
4. 前記マニホルドの前記第１の壁が、前記第１の壁と前記吸気リップの前記内面との間に隙間を画定するように前記内面から間隔をあけて配置され、
   前記マニホルドが、前記マニホルドの前記第１の壁に孔を備え、
   前記孔が、強制対流によって前記吸気リップを加熱するために、前記マニホルド内で前記内面に空気を向けるように適合されること
   を特徴とする、請求項１に記載のナセル。
5. 前記隙間が、前記第１の壁と前記吸気リップの前記内面との間で一様であることを特徴とする、請求項４に記載のナセル。
6. 前記防氷装置がさらに、前記隙間において、前記吸気リップを構造的に支持し、前記吸気リップを前記マニホルドから間隔をあけて配置するための補強手段を備えることを特徴とする、請求項４または５に記載のナセル。
7. ナセルが、前記航空エンジンに据え付けられ、前記航空エンジンのファンを囲繞することを特徴とする、請求項１から６のいずれかに記載のナセル。
8. 航空エンジンのナセルの前縁を画定する吸気リップ上の氷の蓄積を除去および防止する方法において、
   前記吸気リップの内面に隣接して配置され部分的に範囲を定められる、前記ナセル内の環状の空隙にマニホルドを配置するステップであって、
   前記マニホルドの断面形状が、前記吸気リップの前記内面に合致し、
   前記マニホルドが、前記吸気リップの内面に面し、且つ合致するＵ字形の断面を有する第１の壁と、前記第１の壁の形状と合致する第２の壁とを備える、
   ステップと、
   前記第１の壁を介して前記吸気リップを加熱するために、前記マニホルドの前記第１の壁と前記第２の壁との間に画定される、Ｕ字形の断面を有する内部空隙内の空気を導くステップと、
   を含み、
   前記内部空隙よりも内側に位置するナセル内の空隙が、導かれた前記空気によって満たされないこと、
   を特徴とする、方法。
9. 前記マニホルドの前記第１の壁を前記吸気リップの前記内面に接合するステップをさらに含み、
   熱伝導によって前記吸気リップを加熱するために、前記マニホルドに伝導した前記空気が前記第１の壁を加熱すること、
   を特徴とする、請求項８に記載の方法。
10. 前記マニホルドの前記第１の壁が、前記第１の壁と前記吸気リップの前記内面との間に隙間を画定するように、前記内面から間隔をあけて配置され、
    前記マニホルドが、前記マニホルドの前記第１の壁に孔を備え、
    前記マニホルドに伝導した空気が、強制対流によって前記吸気リップを加熱するために、前記孔によって前記吸気リップの前記内面に向けられること、
    を特徴とする、請求項８に記載の方法。
    

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