(57)【要約】  航空機用の加熱される先端構成部品およびその製造方法が記載されている。 この先端構成部品は、外板と、外板用の支持リブと、これら外板とリブとのほぼ中間の位置に設けられヒータを受け入れるようになっているキャビティとを備えている。 このリブは、キャビティの両側で外板に取り付けられる。
2009543729.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機用の加熱先端構成部品であって、
外板と
前記外板のための支持リブと
前記外板と前記リブとのほぼ中間の位置に設けられるキャビティと、
前記キャビティ内に設けられるヒータとを備えており、
前記リブが、前記キャビティを形成する第一の壁部と第二の壁部とを有しており、
各壁部の一方の端部が、前記キャビティの対応する側で前記外板に取り付けられてなる、加熱先端構成部品。
【請求項２】
前記キャビティが、細長く、前記リブに沿って延設されてなる、請求項１に記載の加熱先端構成部品。
【請求項３】
前記キャビティが、断面視において、ほぼ三角形、ほぼ半円形、または、ほぼ正方形である、請求項１又は２に記載の加熱先端構成部品。
【請求項４】
各壁部が、前記キャビティの対応する側で前記外板に取り付けられるためのフランジを有してなる、請求項１乃至３のうちのいずれか一項に記載の加熱先端構成部品。
【請求項５】
前記フランジのうちの少なくとも一つが、それ自体に取り付けられるヒータを有してなる、請求項４に記載の加熱先端構成部品。
【請求項６】
前記ヒータが、前記キャビティ内に取り出し可能に設けられてなる、請求項１乃至５のうちの一項に記載の加熱先端構成部品。
【請求項７】
前記ヒータが、前記キャビティの内面に形状が一致するように可撓性を有してなる、請求項６に記載の加熱先端構成部品。
【請求項８】
前記ヒータが、細長い可撓性を具備した部分に取り付けられる加熱マットを有してなる、請求項７に記載の加熱先端構成部品。
【請求項９】
前記ヒータが、取り出し中および／または交換中に、前記キャビティに沿って引かれたりおよび／または押されたりするように構成されてなる、請求項１乃至８のうちのいずれか一項に記載の加熱先端構成部品。
【請求項１０】
前記リブの前記第一の壁部および前記第二の壁部が前記ヒータにまたがるように構成されてなる、請求項１乃至９のうちのいずれか一項に記載の加熱先端構成部品。
【請求項１１】
前記リブの前記第一の壁部および前記第二の壁部が、断面視において、ほぼＶ字形、Ｕ字形、正方形または長方形の形状を有してなる、請求項１０に記載の加熱先端構成部品。
【請求項１２】
請求項１乃至１１のうちのいずれか一項に記載の前記加熱先端構成部品を備えてなる航空機。
【請求項１３】
請求項６又は請求項６に従属する請求項のうちのいずれか一項に記載の前記先端構成部品を保守する方法であって、
前記キャビティから前記ヒータを取り出すことと、
前記キャビティの一方の端部の開口部内に交換用のヒータを差し込むことと、
前記交換用のヒータが適所に至るまで、前記キャビティの長手方向に沿って前記交換用のヒータを移動させることと
を含む、方法。
【請求項１４】
航空機用の先端構成部品を製造する方法であって、
支持リブを前記先端構成部品の外板に取り付けて、前記外板と前記リブとのほぼ中間に位置するヒータを受け入れるためのキャビティを形成することと、
前記キャビティ内にヒータを設置することとを含んでおり、
前記リブが、前記キャビティを形成する第一の壁部と第二の壁部とを有しており、
前記支持リブを取り付けることが、該リブの各壁部の一方の端部を前記キャビティの対応する側で前記外板に取り付けることを含んでいる、方法。
【請求項１５】
前記キャビティが、細長く、前記リブの長手方向に沿って延設されており、前記方法が、前記キャビティに沿って前記ヒータを引いたりおよび／または押したりすることを含んでいる、請求項１４に記載の方法。
【請求項１６】
前記リブの前記第一の壁部および前記第二の壁部が前記ヒータにまたがる、請求項１４又は１５に記載の方法。
【請求項１７】
前記リブの前記第一の壁部および前記第二の壁部が、断面視において、ほぼＶ字形、Ｕ字形、正方形または長方形の形状を有している、請求項１６に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は航空機の構造体に関するものである。さらに詳細には、本発明は航空機用の加熱される先端構成部品に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
翼スラットまたはプロペラの如き航空機の先端構成部品は、航空機の安全性を妨げることになるまで先端構成部品の動作に影響を与える可能性のある氷の堆積を減らすため通常加熱されるようになっている。
【０００３】
一部の公知の設計では、熱いガスが、航空機のエンジンから流れ出て、加熱を目的として、先端構成部品に向けて吹き付けられるように方向転換されるようになっている。他の加熱システムでは、加熱マットを先端構成部品の表面に取り付けて先端構成部品を加熱することができるようになっている。この種の加熱マットは、当該技術分野において公知であり、通常、薄板状の電気抵抗素子からなっており、この電気抵抗素子に電流が流れてジュール熱を発生させて先端構成部品を加熱することができるようになっている。
【０００４】
翼スラットの如き先端構成部品は、通常、先端構成部品の機能のために空気力学的に適した形状に作られる外板を有している。図１および図２には具体例が示されている。図１には、翼スラット１４を備えた航空機１０の翼１２が示されている。図２には、図１に示されている翼１２の断面図が示されている。この具体例では、翼１２は、相当な剛性を有しているとともに、翼１２のための構造的な強度を提供する箱部１６を有している。また、箱部１６は一または複数の燃料タンクを内蔵することができるようになっている。翼の後部１８は、通常フラップの如き翼の構成部品を有している。この具体例では、翼１２の前部には、先端構成部品、すなわち翼スラット１４が設けられている。翼スラット１４は、外板２４を有し、複数のリブ３０により支持されている。構造的な強度を提供するために、このようなリブを複数、翼スラット１４の長手方向に沿って設けることができる。また、翼１２は、クルーガ（Ｋｒｕｇｅｒ）フラップ２０の如きさらなる部品を備えることができる。この具体例では、クルーガフラップ２０は、翼１２の空気力学的特性を変えるために、翼から外側に向けて（図２のＡという符号を付与された矢印によっておおむね示されているように）回転することができる。
【０００５】
図３に示されているように、翼スラット１４の支持リブ３０を外板２４に直角に取り付けることにより、構造的な支持を提供することができる。図３には、リブ３０の取り付けについて、このリブにフランジ３２を設けて、このフランジ自体を、フランジ３２と外板２４とのほぼ中間の層に設けられた接着剤またはシーラントの３４の如き手段を用いておよび／またはフランジと外板２４とを通り抜ける複数のリベット１８を用いて、外板２４に取り付けることにより達成できることが示されている。他の設計のなかには、図３〜図５に示されているＴ字形のリブとは違ったフランジ部分がリブの片側にしか突出していないフランジ付きリブを備えた構成でＬ字形のリブを効果的に用いることができるようになっているものもある。
【０００６】
図４に示されているように、図３に示された種類の構成に、先端構成部品を加熱するための手段を設けることができる。これらの手段は一または複数の加熱マット４０を有することができる。これらの加熱マットは、外板上に取り付けられてもよいしおよび／またはフランジ３２上に取り付けられてもよい。
【０００７】
図５には、加熱するための他の構成が示されており、この構成では、加熱マット４０が外板２４上に直接取り付けられ、次いで、フランジ３２が加熱マット４０上に取り付けられるようになっている。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
図３〜図５に関して上述された取り付け構成には問題が複数ある。
【０００９】
第一に、着目すべき点は、外板２４へのフランジ３２の取り付けをリベットまたは同様の手段を用いて実現する場合、図３において「Ｚ」の符号が付与されているフランジ３２の領域は、リブに対してさらなる支持を提供している訳ではないので、事実上力学的に冗長なものであるということである。フランジ３２の領域Ｚは、単にリブ３０と取り付け手段であるたとえばリベット１８との間で負荷を伝達する働きしかしていない。Ｌ字形のリブの場合も同様である。
【００１０】
第二に、図４を参照すると、加熱マット４０の如きヒータをフランジの両側およびフランジ３２の上に設けると、外板２４の温度を調節するために用いられる制御システムが複雑になってしまう場合がある。この理由は、フランジ３２の上に設けられたヒータ４０がフランジ３２の両側に設けられたヒータ４０よりも高い出力で動作する必要がある、すなわち、前者のヒータはフランジ３２の材料を介して外板２４を加熱しなければならないのに対して後者のヒータは外板２４を直接加熱することができるからである。このことにより、加熱するための構成およびヒータへの電力を調節するために用いられる制御システムが複雑なものとなる。
【００１１】
さらに、フランジ３２の上に取り付けられたヒータ４０がさらなる電力を必要とするため、ヒータのシステムのエネルギ必要量が増大する。さらに、フランジ３２の上のヒータ４０が動作する必要のある温度が高温であるため、リブ３０、フランジ３２および／または接着剤層３４の材料が損傷してしまう恐れがある。
【００１２】
図５に示されている構成に関していえば、ヒータ４０が外板２４に連続的に設けられているため良好な加熱を達成することができるものの、この設計には構造的な問題および安全性の問題が多くある。
【００１３】
たとえば、ヒータ４０が接着剤層３４に隣接した位置に設けられているので、接着剤の熱劣化が生じる恐れがある。このことは、ヒータが過熱された場合にとくに危険である。過熱は、たとえば電力制御システムの故障により発生しうる。他の具体例では、先端構成部品が、ひょうの落下、鳥の衝突またはサービス車両の事故の如きある種の機械的な衝撃を受けた場合に、ヒータに故障が発生する。このような損傷は、ヒータを破損し、制御システムが故障を検知してシステムの故障部分を停止するまで局所的に過熱を引き起こすことになる。
【００１４】
さらに、加熱マット４０がフランジ３２と外板２４との間に挟まれているので、フランジ３２を外板２４へ効果的におよび確実に取り付けることが妨げられる。さらに、リブ３０を取り除くことなくフランジ３２の下の部分にアクセスすることができないためヒータ４０の保守が複雑なものとなっている。
【００１５】
本発明は、上述の問題のうちの少なくとも一部を鑑みてなされたものである。
【課題を解決するための手段】
【００１６】
本発明の特定の態様および好ましい態様が添付の独立請求項および従属請求項に記載されている。従属請求項の構成要素を組み合わせたものを独立請求項の構成要素と必要に応じて組み合わせてもよい。これらは、単なる寄せ集めを請求項に明示的に記載したものではない。
【００１７】
本発明のある態様にかかる航空機用の加熱先端構成部品が提供されている。先端構成部品は外板を備えている。また、先端構成部品は、外板を支持するためのリブを備えている。また、先端構成部品は、外板とリブとのほぼ中間の位置に設けられるキャビティをさらに備えている。リブは、キャビティを形成する第一の壁部と第二の壁部とを有している。各壁部の一方の端部は、キャビティの対応する側で外板に取り付けられている。また、先端構成部品は、キャビティ内に設けられるヒータをさらに有している。
【００１８】
キャビティが外板とリブとのほぼ中間の位置に存在すると、リブの付近の領域をより効果的に加熱することが可能となる。この理由は、従来の構成の構造的な問題および／または熱制御的な問題なくなり、その領域にある外板のすぐ近くにヒータを設けることができるからである。キャビティは、従来のリブ設計では冗長であった領域に設けられる。
【００１９】
キャビティは、リブに沿って延設される細長いものであってよい。このように、細長いヒータをキャビティ内に設けることにより、リブの長手方向に沿って効果的な加熱を提供することができる。
【００２０】
キャビティは他の複数の形態をとることができる。たとえば、キャビティは、断面視において、ほぼ三角形、ほぼ半円形、または、ほぼ正方形であってよい。
【００２１】
リブの壁部は、キャビティ内に設けられるヒータを適切な場所に保護および保持することができる。各壁部には、キャビティの対応する側で外板に取り付けられるためのフランジを設けることができる。リブ上の負荷が２つの壁部の間で共有されるので、公知のシステムと比べてより小さなフランジを用いることができる。このことにより、単一のフランジを用いた公知のシステムに付随する、ヒータを取り付けた場合の加熱問題のうちの一部が解消されることになる。
【００２２】
また、ヒータを取り出し可能に設けることができるため、保守作業中にヒータを交換することができる。ヒータがキャビティの内面に形状を一致させるために可撓性を有しているため、設置作業および／または取り出し作業を簡単にすることができる。ヒータは、その取り出中および／または交換中に、キャビティに沿って引かれたりおよび／または押されたりするように構成されうる。ヒータは、細長い可撓性を有した部分に取り付けられる加熱マットを有することができる。
【００２３】
一つの実施形態では、リブの壁部はヒータをまたぐことができる。リブの壁部は、断面視において、ほぼＶ字形、Ｕ字形、正方形または長方形の形状を有し、たとえばそれに対応する形状のキャビティを形成することができる。
【００２４】
本発明の他の態様に従って、上述の加熱先端構成部品を備えている航空機を提供することができる。
【００２５】
本発明の他の態様に従って、取り出し可能なヒータを備えた上述の種類の先端構成部品を保守する方法を提供することができる。この方法は、キャビティからヒータを取り出すことを含んでいる。また、この方法は、キャビティの一方の端部の開口部内に交換用のヒータを差し込むことと、この交換用のヒータが適切な場所に至るまでキャビティの長手方向に沿ってこのヒータを移動させることとを含んでいる。
【００２６】
本発明の他の態様に従って、航空機用の先端構成部品を製造する方法を提供することができる。この方法は、外板とリブとのほぼ中間の位置にヒータを受け入れるためのキャビティを形成するように支持リブを先端構成部品の外板に取り付けることを含んでいる。このリブは、キャビティを形成する第一の壁部と第二の壁部とを有している。支持リブを取り付けることは、このリブの各壁部の一方の端部をキャビティの対応する側で外板に取り付けることを含んでいる。この方法は、キャビティ内にヒータを設置することをさらに含んでいる。
【００２７】
このキャビティは、細長いものとし、リブの長手方向に沿って延設してもよい。このような場合、この方法は、キャビティに沿ってヒータを引いたりおよび／または押したりすることを含みうる。
【００２８】
一つの実施形態では、リブの壁部はヒータをまたぐことができる。また、リブの壁部は、断面視において、ほぼＶ字形、Ｕ字形、正方形、長方形の形状を有し、たとえばそれに対応する形状のキャビティを形成することがきる。
【００２９】
ここで、本発明についてよく理解し、本発明の実施方法を示すために、添付の図面を例示のみを目的として参照する。これらの図面では、類似の参照番号は類似の部材を表している。
【図面の簡単な説明】
【００３０】
【図１】航空機の翼および先端構成部品、すなわち翼スラットの一例を示す概略図である。
【図２】図１に示された翼の断面を示す概略図である。
【図３】先端構成部品用のリブ取り付け装置の一例および加熱装置の一例を示す概略図である。
【図４】先端構成部品用のリブ取り付け装置の一例および加熱装置の一例を示す概略図である。
【図５】先端構成部品用のリブ取り付け装置の一例および加熱装置の一例を示す概略図である。
【図６】本発明の実施形態にかかる先端構成部品用のリブ取り付け装置の一例を示す概略図である。
【図７】本発明の実施形態にかかる先端構成部品用のリブ取り付け装置の一例を示す概略図である。
【図８】本発明の実施形態にかかる先端構成部品用のリブ取り付け装置の一例を示す概略図である。
【図９】本発明の実施形態にかかる先端構成部品用のリブ取り付け装置の一例を示す概略図である。
【図１０】本発明の実施形態にかかる先端構成部品に用いられるヒータの一例を示す概略図である。
【発明を実施するための形態】
【００３１】
本発明に対してさまざまな変形を加えることおよび他の構成を行うことが可能であるが、いくつかの実施形態が、例示を目的として図面に示され、本明細書に記載されている。しかしながら、いうまでもなく、これらの図面および詳細な説明は、開示された特定の形態に本発明を限定すること意図したものではない。それどころか、本発明は、添付の特許請求の範囲により規定される本発明の技術思想および技術範囲内に含まれるすべての変形例、均等物および代替構成を網羅することを意図したものである。
【００３２】
ここで、下記の記載では、添付の図面を参照しながら具体的な実施形態を例示のみを意図して説明する。
【００３３】
本発明のある実施形態かかる航空機の加熱先端構成部品が提供されている。この加熱先端構成部品では、先端構成部品の外板と支持リブとのほぼ中間の位置にキャビティが設けられている。このキャビティはヒータを受け入れるのに好適となっており、このことにより、先端構成部品のリブと外板との間の結合領域を効果的に加熱することができる。
【００３４】
図６には、このような装置の第一の実施例が示されている。図６の装置は、外板２４と、これに取り付けられる支持リブ５２とを備えている。外板は、たとえばチタンのような金属から通常形成されてよい。この実施例では、支持リブ５２は、キャビティ６０の対応する側で取り付けられており、キャビティ６０はリブ５２と外板２４とのほぼ中間の位置に設けられている。
【００３５】
上記の実施例では、キャビティ６０は二つの壁部５４により形成されており、これらの二つの壁部５４は、リブ５２から外側に向けて延び、一方の端部５６で外板２４に取り付けられている。リブ５２および壁部５４をたとえば一体構造に形成することができる。
【００３６】
本発明のある実施形態によれば、これらの壁部はキャビティをまたぐことができる。このことにより、リブ５２は、当該リブ５２が取り付けられている外板２４と協働して、ヒータを受けるためのキャビティを形成することが可能となる。壁部は、キャビティ内に受け入れられたヒータを適切な位置に保持することが可能である。本発明の一つの実施形態では、これらの壁部は少なくとも部分的にキャビティ（およびキャビティ内に受け入れられたるヒータ）を取り囲むことができる。
【００３７】
リブの形成のための典型的な材料として、アルミニウム合金類、チタン、炭素繊維複合材料およびステンレススチールが挙げられる。
【００３８】
リブ５２を外板２４に取り付けるには複数のさまざまな手段を用いることができる。たとえば、外板２４に壁部５４の端部５６を取り付けるために、接着剤および／またはボルトもしくはリベットの如き取り付け手段を用いうる。図６に示されているように、キャビティ６０を設けることにより、ヒータをリブ５２の直ぐ下にかつ外板２４に隣接して設け、リブ５２の近傍を効果的に加熱することが可能となる。
【００３９】
図７に示されているように、壁部５４の端部５６は、リブ５２を外板２４へ取り付けるためのフランジ５８を有することができる。リブ５２上の負荷がキャビティ６０の両側にあるリブの取り付け部材間（この実施例では、フランジ５８間）で共有されているので、耐性の低い取り付け手段を用いることができる。たとえば、図７では、フランジ５８は図４に示されているフランジより著しく小さくなっている。このことは、公知のシステムと比べてリブ５２の取り付けにより覆い隠される外板２４の領域がより小さくなるため、これらの取り付け領域への熱の供給が簡単になるということを意味しうる。たとえば、ヒータが、キャビティ６０内と、キャビティ６０の外側のフランジ５８の両側とに設置される図７では、ヒータが、単一の大きなフランジが上述のように設けられた場合に比べて、外板２４の覆い隠された領域により接近しているため、フランジ５８の下にある外板の領域を加熱することに関する問題が軽減されることになる。実施例によっては、公知のシステムに関して説明されているように、ヒータがフランジ５８の頂部に設けられる場合もある。
【００４０】
図６および図７に記載されている実施例では、キャビティ６０は、壁部５４により形成されたほぼ三角形の形状を有している。しかしながら、キャビティ６０に対して他の断面形状が採用されてもよいと考えられている。図８にはこのような実施例が示されており、壁部５４によりほぼ半円形のキャビティ６０が形成されている。他の実施例では、ほぼ正方形の断面、ほぼ長方形の断面または変則的な形状の如き他の断面形状が採用されてもよい。これらの壁部５４は、たとえばＶ字形（たとえば、図７を参照）、Ｕ字形（たとえば、図８を参照）、正方形、長方形の形状を有する断面を形成して適切なキャビティを形成するように配置されてよい。
【００４１】
上述のように、キャビティ６０は、リブ５２と外板２４とのほぼ中間の位置に設けられており、リブ５２は、キャビティ６０の対応する側で外板２４に（たとえばこの実施例では、フランジ５８を用いて取り付けられている。
【００４２】
図９には、先端構成部品（翼スラット１４）およびリブ５２の他の実施例が示されており、キャビティ６０がリブ５２と先端構成部品の外板２４とのほぼ中間の位置に設けられている。図９に示されているように、キャビティ６０は、細長く、リブ５２の全長に沿って延設されてよい。リブ５２を先端構成部品の形状と一致するような形状とすることができるため、細長いキャビティ６０も先端構成部品の形状と一致するような形状とすることができ、このことにより、キャビティ６０内に設けられるヒータがリブ全体の領域を有効に加熱することができることとなる。
【００４３】
図９に示されている実施例では、ヒータ４０はリブ５２の両側に設けられている。記載されているように、ヒータがキャビティ６０内に設けられてもよい。この種類の複数のリブ５２が、先端構成部品１４の長手方向に沿って設けられて効果的な防除氷を行うことができるようになっている。
【００４４】
図１０には、キャビティ６０内に設けうるヒータ７０の一例が示されている。ヒータ７０は、リブ５２の長手方向に沿ったキャビティ６０の細長い形状に一致することを可能とするような十分な可撓性を有しうる。ヒータをキャビティ内に取り出し可能に設けることができるため、ヒータが故障した場合、保守作業中に、故障したヒータを取り出して交換することができる。
【００４５】
図１０に示されている実施例では、ヒータ７０は電気的に絶縁された部分７２を有しており、この電気的に絶縁された部分が加熱部分７４を取り囲むようになっており、電気抵抗素子によりこの加熱部分を加熱することができるようになっている。絶縁部７２は、加熱部分７４を、全てが金属からできかつ電気伝導性を有しうる壁部５４，フランジ５８または外板２４の如き先端構成部品の他の構成部分から電気的および熱的に絶縁するように機能することができる。
【００４６】
他の実施例では、加熱マットは、ゴム製の細長い部材の如き可撓性を有した部材に取り付けることができるようになっている。このゴムを、キャビティ６０内の外板２４に対して加熱マットを押圧するように構成することができる。また、これらのゴムおよび加熱マットは、キャビティ６０の全長に沿って加熱できるよう、図１０に示されているように細長くすることができる。
【００４７】
図１０に示されているように、ヒータは、キャビティ６０とほぼ同一の形状（断面視において）であってよい。たとえば、図１０では、ヒータ７０は、図６、図７および図９に示されているような三角形状のキャビティに用いるため、ほぼ三角形状となっている。キャビティ６０の断面形状と著しく類似した断面を有するヒータ７０を製造すると、ヒータ７０がキャビティ６０内にすっぽりと嵌合して外板２４を押圧するため、外板２４への熱伝動を向上させることができる。
【００４８】
本発明のある実施形態によれば、同時係属中の英国特許出願番号第０６０５４５３．３号および／または同第０６１０２５８．６号に記載の種類のヒータをキャビティ６０の内側および／または外側で用いることができる。
【００４９】
上述の種類の航空機用の先端構成部品を製造する方法は、支持リブを先端構成部品の外板に取り付けることを含む。たとえば、図９から、リブ５２のフランジ５８に配設される一または複数のボルトまたはリベットを用いて、取り付けを達成することが可能であることが分かる。リブ５２を外板２４に取り付けると、キャビティ６０が形成される。図９から明らかなように、壁部５４の内面と外板２４の面とからキャビティ６０を形成することができる。
【００５０】
リブ５２を外板２４に取り付けてキャビティ６０を形成したあとで、キャビティ内にヒータを設置することができる。
【００５１】
キャビティ６０内へのヒータの設置をいかなる適切な手段を用いて達成してもよい。一つの実施例では、細長いヒータを、キャビティ６０の一方の端部内に差し込み、次いで、キャビティに沿って押したりおよび／または引いたりすることによって、適所に配置することができる。ヒータをキャビティ６０に沿って引っ張るために、口出し線などを、キャビティの中に一方の端部から差し込み、次いで、キャビティ６０の他方の端部から引き出すことにより、キャビティの長手方向に沿ってヒータを引っ張れるようにしてよい。ヒータ用の電気接続部品は、キャビティのいずれの端部から差し込まれてもよいし、および／または、必要ならば、キャビティを通り抜けるようにしてもよい。
【００５２】
ヒータが取り出し可能なヒータである場合には、このヒータの取り出しは、ヒータをキャビティから完全に取り出すまで、たとえば単にヒータの一方の端部を引き出すことによりおよび／またはヒータの他方の端部を押し出すことにより、達成することが可能である。そのあと、交換用のヒータを上述の方法で設置することができる。
【００５３】
上述の実施例では、壁部５４は中実となっている。しかしながら、他の実施例では、壁部５４はアパーチャまたは開口部を有していてよい。このような開口部は、構造的な強度を減少させるが、リブ５２の重量を減少させることが可能となる。この種の開口部が提供されると、キャビティ６０からヒータに取り除く必要なしに、キャビティ６０内に設けられたヒータにアクセスすることが可能となる。
【００５４】
以上において、航空機用の加熱先端構成部品およびその製造方法が記載されている。この先端構成部品は、外板と、外板用の支持リブと、外板とリブとのほぼ中間の位置に設けられてヒータを受け入れるようになっているキャビティとを備えている。このリブは、キャビティの対応する側で外板に取り付けられるようになっている。
【図１】
2009543729.tif 000003
【図２】
2009543729.tif 000004
【図３】
2009543729.tif 000005
【図４】
2009543729.tif 000006
【図５】
2009543729.tif 000007
【図６】
2009543729.tif 000008
【図７】
2009543729.tif 000009
【図８】
2009543729.tif 000010
【図９】
2009543729.tif 000011
【図１０】
2009543729.tif 000012
【国際調査報告】
2009543729.tif 000013
2009543729.tif 000014