JP2021516645A - 一体型の加熱要素を備えた複合航空機構造 - Google Patents

一体型の加熱要素を備えた複合航空機構造 Download PDF

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Abstract

被加熱複合構造、および被加熱複合構造を形成する方法。前記構造は、熱可塑性マトリックス内に埋め込まれた炭素繊維を含む。前記炭素繊維は、電源と接続されるよう構成された第１および第２の電極と接続され、これにより当該電極に電流を流すと前記埋め込まれた炭素繊維に電流が流れ、前記複合構造を加熱して、前記複合構造上における氷の形成を妨げるうえで十分な抵抗加熱をもたらす。【選択図】 図１

Description

本願は、２０１８年４月２４日付で出願された米国仮特許出願６２／６６１，９１７号の優先権を主張するものである。上記出願の開示は、この参照によりその全体が本明細書に組み込まれる。
本発明は、複合材料の分野に関する。特に、本願は、一体型の加熱アセンブリを組み込んだ複合材料に関する。本発明は、特に複合航空機構造のための防氷システムの分野における応用を対象とする。
航空機表面への着氷は、飛行中に危険な状況を生じる原因となり、長年にわたり多数の死亡事故を起こしてきた。機体、エアフォイル、翼などの構造への着氷は、重量の増加、抗力の増加、および揚力の減少につながる。エンジンのエアインテーク（吸気口）などの構造では、前縁への着氷は気流の問題を生じて氷の吸い込み（ｉｃｅ ｉｎｇｅｓｔｉｏｎ）を招き、エンジン動作が損なわれ、またはエンジン部品が破損するおそれがある。
着氷に伴う危険を防ぐため、航空機の着氷を防ぎ、および／または機体表面に付着した氷が剥がれ落ちるのを防ぐ数多くの防氷システムが長年にわたり開発されてきた。今日使用されている主な防氷システムは、空気が燃焼室に入る前にエンジンから圧縮空気の一部を取り出して使う抽気システムである。この圧縮空気は加圧した熱気で、航空機の表面を加熱して着氷を防ぐために使用される。抽気システムは効果的だが、エンジンの効率を低下させ、航空機の重量を増やしてしまう。そのため、公知システムの欠点に煩わされない防氷システムが長年必要とされてきた。
以上に照らし、本発明の態様によれば、被加熱航空機構造が提供される。当該被加熱航空機構造は、炭素繊維強化熱可塑性の上層と、炭素繊維強化熱可塑性の下層と、炭素繊維強化熱可塑性のヒーター層とを有する複合構造を含む。前記ヒーター層は、複数の導電炭素繊維と、前記導電繊維に電気接続された第１の電極と、前記導電繊維に電気接続された第２の電極とを含む。前記導電炭素繊維は、前記第１の電極と当該第２の電極間に電気経路を提供する。前記航空機構造は、電源に接続されたコントローラであって、前記第１の電極に提供される電力を制御するコントローラも含む。前記第１の電極および前記導電炭素繊維は、前記第１の電極に供給される電力が前記導電炭素繊維に伝わることにより、前記複合構造を加熱して前記複合構造上における氷の形成を妨げるうえで十分な抵抗加熱をもたらすよう、接続される。
さらに別の態様によると、本発明は、コントローラを有する被加熱航空機構造を提供し、前記コントローラは、前記航空機構造上における氷の存在を示す特徴を検出するセンサーから受信された信号に応答して、前記第１の電極に提供される電力を制御するよう動作可能である。
さらに、本発明は、ポリアリールエーテルケトン類の半結晶性の熱可塑性材料を有した上層を有する被加熱航空機構造を提供する。さらに、本発明は、ポリアリールエーテルケトン類の半結晶性の熱可塑性材料を有した下層を有する被加熱航空機構造を提供する。
さらに、本発明は、前記ヒーター層と、上層および下層の少なくとも一方とが、同様な熱可塑性材料を有する被加熱航空機構造を提供する。
さらに別の態様によれば、本発明は、ポリアリールエーテルケトン類の半結晶性の熱可塑性材料を有したヒーター層と上層と下層とを有する被加熱航空機構造を提供する。
さらに別の態様によれば、本発明は、上層を前記ヒーター層から絶縁する第１の絶縁層を有する被加熱航空機構造を提供する。同様に、本発明は、前記下層を前記ヒーター層から絶縁する第２の絶縁層を有する被加熱航空機構造も提供する。任意選択的に、前記第１および第２の絶縁層のどちらか一方または双方は、熱可塑性材料を有することができる。さらに、任意選択的に、前記第１の絶縁層は、前記熱可塑性材料内に埋め込まれた強化繊維を有する複合材料を有する。
さらに別の態様によれば、本発明は、ヒーター層の熱可塑性材料内に埋め込まれた金属メッシュを有する第１の電極を含む被加熱航空機構造を提供する。
さらに別の態様によれば、本発明は、エアフォイルの一部を形成する複合構造を有する被加熱航空機構造を提供する。
さらに別の態様によれば、本発明は、ナセルの一部を形成する複合構造を有する被加熱航空機構造を提供する。
さらに別の態様によれば、本発明は、複数の炭素繊維強化熱可塑性の薄膜を有した上層を有する被加熱航空機構造を提供する。同様に、本発明は、複数の炭素繊維強化熱可塑性の薄膜を有した下層を有することができる被加熱航空機構造を提供する。任意選択的に、前記ヒーター層、前記上層、および前記下層の各々の熱可塑性材料は、隣接する層の前記熱可塑性材料と融合する。
別の態様によれば、本発明は、強化熱可塑性の上層と、強化熱可塑性の下層と、強化熱可塑性のヒーター層とで形成された複合構造を含む被加熱航空機構造を提供する。前記ヒーター層は、複数の導電性非金属繊維と、前記導電性非金属繊維に電気接続された第１の電極と、前記導電性非金属繊維に電気接続された第２の電極とを含み、前記導電性非金属繊維が前記第１の電極と当該第２の電極間に電気経路を提供するようになっている。センサーは、前記積層体上における氷の形成を示す特徴を検出し、前記センサーおよび電源に接続されたコントローラは、前記第１の電極に提供される電力を制御する。前記第１の電極および前記導電性非金属繊維は、前記第１の電極に供給される電力が前記導電性非金属繊維に伝わることにより、前記複合構造を加熱して前記複合構造上における氷の形成を妨げるうえで十分な抵抗加熱をもたらすよう、接続される。
さらに別の態様によれば、本発明は、炭素繊維強化熱可塑性の上層と、炭素繊維強化熱可塑性の下層と、炭素繊維強化熱可塑性のヒーター層とを含む複合構造を提供する。前記ヒーター層は、複数の導電炭素繊維と、前記導電炭素繊維に電気接続された第１の電極と、前記導電炭素繊維に電気接続された第２の電極とを含むことができ、前記導電炭素繊維が前記第１の電極と当該第２の電極間に電気経路を提供するようになっている。前記第１の電極および前記導電炭素繊維は接続され、これにより前記第１の電極に供給される電力が前記導電炭素繊維を伝わり、少なくとも華氏５０度、すなわち摂氏約３０度の温度上昇を前記加熱層が達成するうえで十分な抵抗加熱をもたらすようにできる。任意選択で、前記加熱層の前記炭素繊維は前記第１の電極と接続され、これにより前記第１の電極に供給される電力が前記導電性の炭素繊維を伝わり、少なくとも華氏１００度、すなわち摂氏約５５度の温度上昇を前記加熱層が達成するうえで十分な抵抗加熱をもたらすようにできる。さらに、前記加熱層の前記炭素繊維は前記第１の電極と接続することができ、これにより前記第１の電極に供給される電力が前記導電炭素繊維を伝わり、少なくとも華氏２００度、すなわち摂氏約１１０度の温度上昇を前記加熱層が達成するうえで十分な抵抗加熱をもたらすようにできる。
別の態様によれば、本発明は、被加熱複合構造を形成する方法を提供する。本方法は、熱可塑性材料のマトリックス内に埋め込まれた複数の炭素繊維を提供する工程と、ヒーター層を形成するため、前記炭素繊維を第１および第２の電極と電気接続する工程とを含む。本方法は、さらに、前記熱可塑性材料のマトリックスの融点を超えて前記層を加熱する工程と、強化熱可塑性薄膜の複数の層を加熱する工程とを含む。前記薄膜内の熱可塑性材料は融点を有し、前記複数の層を加熱する工程は、前記薄膜内の前記熱可塑性材料の融点を超えて前記層を加熱する工程を有する。また、前記方法は、前記ヒーター層および前記複数の層の冷却後に前記ヒーターが前記複数の層に融合するよう、前記加熱された複数の層を、前記加熱された加熱層に付着させる工程を含む。
さらに別の態様によれば、本発明は、複合構造を加熱する方法を提供する。本方法は、炭素繊維強化熱可塑性の層で形成された複合構造を提供する工程を含み、その場合、炭素繊維は第１および第２の電極と接続される。前記第１および第２の電極は電源に接続され、前記電源から前記第１の電極への電流は、電流が前記第１の電極から前記炭素繊維を通じて前記第２の電極に流れて、前記複合構造を加熱するうえで十分な抵抗加熱をもたらすよう制御される。
さらに別の態様によれば、本発明は、複合構造を加熱する方法を提供し、前記制御工程は、前記複合構造を加熱して前記複合構造上における氷の形成を妨げるうえで十分な抵抗加熱をもたらすため、前記電流を制御する工程を有する。
さらに別の態様によれば、本発明は、前記複合構造の温度を監視する工程と、前記監視工程に応答して電流を制御する工程とを含む方法を提供する。
さらに別の態様によれば、本発明は、炭素繊維強化熱可塑性の上層と、炭素繊維強化熱可塑性の下層と、炭素繊維強化熱可塑性のヒーター層とを含む複合構造を提供する。前記上層、下層、およびヒーター層は、固結されて積層体を形成する。前記ヒーター層は複数の導電炭素繊維を有し、前記ヒーター層は、当該ヒーター層の前記導電炭素繊維が電源と接続可能であるよう構成され、これにより、当該ヒーター層の前記導電炭素繊維内を電気が流れることにより当該ヒーター層が前記積層体の少なくとも一部を少なくともおよそ華氏５０度、すなわち摂氏３０度加熱するうえで十分な抵抗加熱を提供できる。任意選択的に、前記構造は、前記積層体の外面上における氷の形成を示す特徴を検出するよう動作可能なセンサーを含む。また、前記構造は、任意選択的に、前記センサーおよび電源に接続されたコントローラであって、前記ヒーター層に提供される電力を制御するコントローラを含むことができる。さらに、前記構造は、任意選択的に、前記積層体内に埋め込まれて前記導電炭素繊維と電気的に接触した第１および第２の電極を含むことができ、これにより前記第１の電極に供給される電力が前記導電炭素繊維に伝わることにより、前記複合構造を加熱して前記複合構造上における氷の形成を妨げるうえで十分な抵抗加熱をもたらすようになっている。また、前記コントローラは、前記センサーから受信された信号に応答して、ヒーター層に提供される電力を制御するよう動作可能にできる。
本明細書ではいくつかの実施形態および例示的な図面を例にとって方法および装置を説明するが、当業者であれば、進歩性のある一体型加熱要素付き航空機構造およびそのような航空機構造を作製する方法は、前記説明する実施形態または図面に限定されるものではないことが理解されるであろう。図面とその詳細な説明は、開示する特定の形態に実施形態を限定することを目的としたものではないことを理解すべきである。むしろ、添付の請求項で定義されている１若しくはそれ以上の動的に再構成可能な仕分けアレイを使って物品を仕分けする方法および装置の要旨の範囲に含まれる変更形態と、同等物と、代替形態とをすべて包含するよう意図されている。本明細書で使用する見出しのいずれも、単なる構成上のものであり、説明または特許請求の範囲を限定することを目的としたものではない。本明細書における表現「できる」または「場合がある」（ｍａｙ）は、強制的な意味合い（すなわち、しなければならないという意味）ではなく、許可的な意味合い（すなわち、可能性があるという意味）で使用される。本明細書における表現「を含む」は、「を含み、かつこれらに限定されない」ことを意味する。
本発明の好適な実施例に関する以上の要約および以下の詳細な説明は、以下の添付の図面と併せて読むことにより最もよく理解される。
図１は、一体型の加熱アセンブリを備えた複合構造の図式的な斜視図である。 図２は、図１に例示した複合構造の加熱アセンブリの平面図である。 図３は、図１に例示した複合構造を実装したシステムを図式的に示したものである。 図４は、一体型の加熱アセンブリを実装した複合航空機構造の部分破断斜視図である。 図５は、図４に例示した複合航空機構造の分解斜視図である。 図６は、一体型の加熱アセンブリを実装した代替複合構造の分解斜視図である。 図７は、図６に例示した航空機構造の加熱層の平面図である。 図８は、図７に例示した加熱層の加熱ゾーンの平面図である。 図９は、図７に例示した加熱層の一部の斜視図である。
ここで図面全般を参照し、特に図１〜３を参照すると、一体型の加熱アセンブリを備えた複合構造を実装したシステムが全体として１０で示されている。このシステムは、積層体２０と、電源６０と、前記積層体への給電を制御するコントローラ７０とを含む。前記積層体は、構造的な層２５、２６と、加熱アセンブリ３０とを含む。前記加熱層３０は、当該構造に十分な熱を提供して前記積層体２０の上面および／または下面を加熱するよう構成できる。
ここで図１を参照し、以下、前記積層体２０の細部を詳しく説明する。この積層体２０は、構造的な層の中に埋め込まれた加熱要素３０を含む。特に、前記加熱要素３０は、上側の構造的な層２５および下側の構造的な層２６に挟持されている。前記上側および下側の構造的な層２５、２６は、それぞれ１若しくはそれ以上の複合薄膜が積層されたもので形成される。現在の例において、それぞれの構造的な層は、複数の複合薄膜を有する。各複合薄膜は、マトリックス材料に埋め込まれた強化要素を有する。用途に応じ、この強化要素は、いかなる種類の強化材料であってもよい。例として、この強化要素は、細長いストランド、またはガラスか炭素の繊維であってよい。例えば、例示的な炭素繊維は、連続的な高強度、高ひずみ速度のＰＡＮ系繊維で、トウは３，０００本〜１２，０００本である。特に、現在の例における強化要素は、Ｈｅｘｃｅｌ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ（米国コネチカット州Ｓｔａｍｆｏｒｄ）製のＨＥＸＴＯＷ、例えばＨＥＸＴＯＷ ＡＳ４Ｄの製品名で販売されている炭素繊維である。これらの強化繊維は表面処理でき、サイズ調整によりマトリックス材料との層間せん断特性を改良できる。ただし、これらの材料は例示的な材料として意図されたことを理解すべきである。前記積層体の使用環境に応じて他の材料も利用できる。
前記強化要素は、マトリックス材料、例えばポリマーに埋め込まれる。用途に応じ、いかなる種類のポリマーも前記マトリックス材料に使用でき、これには非結晶性、結晶性、および半結晶性のポリマーが含まれる。現在の例において、前記マトリックス材料は熱可塑性材料、例えば熱可塑性エラストマーである。より具体的にいうと、前記熱可塑性材料は、半結晶性の熱可塑性物質である。特に、この熱可塑性材料は、ポリエーテルエーテルケトン（ｐｏｌｙｅｔｈｅｒｅｔｈｅｒｋｅｔｏｎｅ：ＰＥＥＫ）およびポリエーテルケトンケトン（ｐｏｌｙｅｔｈｅｒｋｅｔｏｎｅｋｅｔｏｎｅ：ＰＥＫＫ）を含み、かつこれらに限定されないポリアリールエーテルケトン（ｐｏｌｙａｒｙｌｅｔｈｅｒｋｅｔｏｎｅ：ＰＡＥＫ）類の熱可塑性ポリマーであってよい。
上述のように、前記構造的な層２５、２６は１若しくはそれ以上の複合薄膜で形成され、これは炭素繊維強化熱可塑性材料であってよい。特に、前記薄膜は熱可塑性プリプレグであってよく、これはあらかじめ補強材に樹脂を含浸させた薄膜である。例えば、前記プリプレグは、繊維補強材を熱可塑性マトリックスでコーティングして製造された熱可塑性プリプレグであってよい。そのようなプリプレグ薄膜は、熱可塑性マトリックスの融点以上に当該薄膜を加熱して再加熱および再成形することができる。前記構造的な層２５、２６の形成に使用できるいくつかの例示的なプリプレグ材料は、これに限定されるものではないが、ＴｅｎＣａｔｅ Ａｄｖａｎｃｅｄ Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓ ＵＳＡ（米国カリフォルニア州Ｍｏｒｇａｎ Ｈｉｌｌ）製のＣＥＴＥＸ、例えばＴＣ１２００、ＴＣ１２２５、およびＴＣ１３２０の製品名で販売されている材料を含む。ＴＣ１２００は、炭素繊維強化半結晶性ＰＥＥＫ複合材料で、ガラス転移点（Ｔｇ）１４３℃／２８９゜Ｆ、融点（Ｔｍ）３４３℃／６４９゜Ｆである。ＴＣ１２２５は、炭素繊維強化半結晶性ＰＡＥＫ複合材料で、Ｔｇが１４７℃／２９７゜Ｆ、Ｔｍが３０５℃／５８１゜Ｆである。ＴＣ１３２０は、炭素繊維強化半結晶性ＰＥＫＫ複合材料で、Ｔｇが１５０℃／３１８゜Ｆ、Ｔｍが３３７℃／６３９゜Ｆである。
再び図１を参照すると、前記積層体は、前記上側および下側の構造的な層２５、２６の間に設けられた加熱層３０を有する。これらの構造的な層は、複合薄膜で形成され、構造的な荷重を担持するよう構成される。前記加熱層は構造的な荷重を担持するよう構成できるが、現在の例における加熱層３０は、著しい構造的な荷重（該当する場合）を担持することなく前記積層体２０を加熱するよう構成される。特に、この加熱層３０は、当該構造に十分な熱を提供して前記積層体の上面２２および／または下面２３の温度を高めるよう構成される。
前記加熱層３０は、当該加熱要素として動作する１若しくはそれ以上の抵抗要素４０に通電することにより、抵抗加熱を提供するよう構成される。その抵抗要素４０は導電性であるが、電流が流れると十分な電気抵抗を提供して抵抗加熱をもたらす。当該加熱層３０には種々の抵抗要素を実装可能できるが、現在の例において、前記抵抗要素は非金属要素で形成される。さらに、前記加熱要素は、前記構造的な層２５、２６の一方または双方の前記強化要素と同じかこれと実質的に同様なものにできる。例えば、現在の例において、前記抵抗要素４０は炭素繊維である。具体的にいうと、前記抵抗要素４０は炭素繊維、例えば、前記構造的な層２５、２６に関連して上述した前記連続的な高強度、高ひずみ速度のＰＡＮ系繊維である。
図１〜２を参照すると、前記抵抗要素４０は、入力電極５０および出力電極５２と接続されている。この抵抗要素４０は、これら第１および第２の電極５０、５２間に連続した経路を提供する。この抵抗要素４０は、前記積層体２０中で、当該積層体の長手方向に沿って、当該積層体の少なくとも一部を加熱するよう配向される。現在の例において、この抵抗要素４０は炭素繊維であり、その繊維は当該積層体の長さ方向にわたり蛇行したパターンを形成するよう配向される。各抵抗要素は、前記積層体の長さおよび／または幅にわたり延長してよいが、現在の例において、前記抵抗要素は、前記積層体の長さの一部にわたり延長する。例えば、第１の抵抗要素４０ａは前記第１の電極５０と接続された第１の端部４２ａと、前記第２の電極５２と接続された第２の端部４４ａとを有する。同様に、付加的な抵抗要素４０ｂ、４０ｃは、電極５０、５２間に延長する。
以上の説明では、各抵抗要素４０ａ、４０ｂ、４０ｃを個別の要素として説明したが、各抵抗要素は複数の別個の抵抗要素を有してよいことを理解すべきである。特に、前記抵抗要素が炭素繊維の場合、各抵抗要素は、当該抵抗要素の長手方向に沿って延長する数百または数千の個別のストランドまたは繊維を有することができる。
前記炭素繊維の抵抗要素４０は、マトリックス材料に埋め込まれる。そのマトリックス材料は、前記積層体の他の層と加熱融合可能な熱可塑性材料であることが好ましい。前記加熱層のマトリックス材料を加熱溶融することにより、その加熱層は前記積層体と一体的に形成される。特に、現在の例において、前記加熱アセンブリは、前記構造的な層２５、２６を形成する複合材料と実質的に同様な複合材料で形成される。例えば、前記抵抗要素は炭素繊維で、前記マトリックス材料は熱可塑性材料、例えばポリアリールエーテルケトン（ＰＡＥＫ）類の半結晶性熱可塑性材料である。また、現在の例において、前記抵抗要素は、単一方向性の炭素繊維材料の薄膜から形成される。その単一方向繊維は、相互接続することにより前記第１の端部４２から前記第２の端部４４まで連続した抵抗要素を形成する複数のセグメントへと形成される。現在の例において、各抵抗要素の個々のセグメントは、導電要素、例えば銅により相互接続される。また、本実施形態では単一方向性の繊維を組み込んでいるが、前記抵抗要素は、導電材料でできた複数の連続ストランドまたは繊維で形成できることを理解すべきである。例えば、前記抵抗要素は、炭素繊維が直線状でなく図２に示した蛇行パターンのような曲線状要素を形成する、複数の連続した炭素繊維を有するようにできる。例えば、前記炭素繊維は波状の複合材料で形成でき、その場合、繊維は正弦波と同様な周期的な波のパターンで配置される。
前記抵抗要素４０が炭素繊維である場合、その炭素繊維は、当該炭素繊維と前記マトリックス材料の接合を改善するようサイジング剤でコーティングできる。ただし、サイジング剤は、傾向として炭素繊維を電気的に絶縁して前記電極５０、５２との電気接続を妨げる可能性がある。そのため、前記炭素繊維と前記電極の間で潜在的な電気接続点の数を増やす導電要素を利用することが望ましい場合もある。また、サイジング剤で覆われていない前記炭素繊維の端部に接触する可能性がより高い導電要素を利用することが望ましい場合もある。例えば、現在の例において、前記電極５０、５２は、導電性の金属メッシュ、例えば銅メッシュを有する。その金属メッシュは、各抵抗要素４０の端部の長手方向に沿って複数の接点をもたらす。前記銅メッシュの構成は場合に応じて異なるが、そのメッシュは、当該メッシュの開いた部分（メッシュ１平方インチあたりの孔部分の面積）が当該メッシュの閉じた部分（メッシュ１平方インチあたりの銅部分の面積）を超えるよう構成されることが好ましい。また、当該メッシュの開いた部分は、約６０％を超えるようにできる。一部の構成では、当該メッシュの開いた部分が、約７０％を超えるようにできる。
上述のように、前記加熱層３０は、導電要素、例えば前記入力電極５０および前記出力電極５２に電気接続された複数の炭素繊維を有する。前記炭素繊維は、マトリックス材料、例えば熱可塑性材料に埋め込まれる。同様に、前記構造的な層２５、２６も、炭素繊維強化熱可塑性材料で形成できる。そのため、それらの構造的要素内の前記炭素繊維も導電性である。前記加熱層３０の前記要素が前記構造的な層２５、２６内の前記炭素繊維と絶対に電気接続しないようにするため、前記積層体には、絶縁層を含めることができる。その絶縁層２８は、前記加熱層３０と前記構造的な層の間に設けられる。特に、前記積層体は、前記加熱層３０の上面と前記上側の構造的な層２５との間に第１の絶縁層２８を、そして前記加熱層３０の下面と前記下側の構造的な層２６との間に第２の絶縁層２８を含むことができる。前記絶縁層２８は、前記構造的な層と、前記加熱層３０の前記導電要素（例えば、抵抗要素４０、入力電極５０、出力電極５２）とを電気的に絶縁する。
前記絶縁層２８は、いかなる種類の電気絶縁材料も有することができる。この絶縁層２８は、熱可塑性材料を有することが好ましい。現在の例において、この絶縁層は、ガラス強化熱可塑性材料の１若しくはそれ以上の薄膜を有する。
上記のように、前記構造的な層２５、２６、前記加熱層３０、および前記絶縁層２８は、それぞれ強化熱可塑性複合材料の層を有することができる。そのため、前記上側の構造的な層２５、下側の構造的な層、前記加熱層、および任意の絶縁層は、それらの層を溶融させることにより一体的に連結できる。具体的にいうと、前記層は、十分な熱を加え、前記熱可塑性マトリックスの融点を超えるまで加熱し、十分な圧力を与えて前記層を一体的に融合させることにより固結できる。これにより、前記加熱層３０は、前記積層体内で前記上側および下側の構造的な層２５、２６間に埋め込まれる。
前記図における前記層の厚さは縮尺どおりではなく、一部のケースでは、単に例示目的で厚さが誇張されていることに注意すべきである。例えば、図１では、前記加熱層３０が前記絶縁層２８よりも厚いものとして示されている。しかし、当該加熱層３０は、単に１枚の複合材料薄膜である場合もある。同様に、前記絶縁層が１枚の複合材料薄膜の場合もある。さらに、上述のように、各絶縁層２８は、１若しくはそれ以上の薄膜を有することができる。また、前記構造的な層の厚さは、前記加熱層の厚さよりも著しく厚くすることができる。例えば、前記上側の層２５を、強化複合材料の３若しくはそれ以上の薄膜から形成して、前記構造的な層が前記加熱層の厚さよりも実質的に厚くなるようにできる。また、図２に示すように、前記加熱層３０は、必ずしも、図１に示すような、前記積層体の全長および全幅にわたり延長する連続した層でなくてもよい。その代わり、前記加熱層３０は、前記絶縁層２８内に埋め込むことができる。
ここで図３を参照すると、上述のように前記被加熱積層体２０は、制御された加熱を提供するシステム内に実装できる。このシステムは、被加熱積層体２０にコントローラ７０を通じて接続された電源６０を内蔵している。前記コントローラは、任意の種類の電子コントローラであって、Ｐ、ＰＤ、ＰＩ、ＰＩＤコントローラまたはマイクロプロセッサを含み、かつこれらに限定されない。前記被加熱積層体の前記電極５０、５２は、前記コントローラ７０が当該積層体への電流を制御するよう、前記コントローラと接続される。信号に応答し、前記コントローラ７０は、前記加熱アセンブリ３０と前記電源間の回路を閉じて、前記加熱層をオンにする。同様に、信号に応答し、当該コントローラは、前記加熱層と前記電源の接続を切り離して、前記加熱層をオフにする。同様に、当該コントローラは、電力の特徴を増減させ、例えば前記加熱層に供給される電流を増減させるよう構成できる。
前記コントローラは、種々の制御に基づき、前記加熱アセンブリへの電流を制御できる。例えば、前記システムは、手動で操作可能なスイッチを含むようにでき、そのスイッチの作動に応答して前記コントローラが当該システムを制御するようにできる（すなわち、前記加熱層３０は、前記スイッチがオンのときは前記電源に接続され、前記スイッチがオフのときは前記電源から切り離される）。また、前記システム１０は、フィードバックループを含むようにでき、そのフィードバックに応答して前記コントローラが当該システムを制御するようにできる。例えば、前記システムは、前記アセンブリの特徴を検出するために使用されるセンサーを含むことができ、前記コントローラは、前記検出された特徴に応答して前記加熱層の操作を制御できる。例示的なセンサーは、前記積層体２０上における氷の形成を示す特徴を検出するセンサーである。例えば、前記システムは、氷検出器、例えば前記積層体、例えば前記上面２２における氷の存在を検出するよう構成された光学トランスデューサ・プローブを含むことができる。前記氷検出器は、前記コントローラに接続されて、氷の存在を示す信号を前記コントローラに提供する。信号が氷の存在を示す場合、前記コントローラは前記加熱層３０を前記電源に接続して、前記加熱層をオンにする。同様に、前記コントローラは、氷がないことを示す信号を前記センサー７５から受け取ると、前記加熱層を前記電源から切り離して、前記加熱層をオフにする。
上述のように構成された前記システムは、航空機構造の１若しくはそれ以上の表面の温度を高めて、当該航空機構造上における氷の形成を妨げ、または当該航空機構造上に形成された氷を解かすよう構成することができる。具体的にいうと、前記第１の電極および前記導電性の炭素繊維は接続され、これにより前記第１の電極に供給される電力が前記導電性の炭素繊維を伝わり、少なくとも華氏５０度、すなわち摂氏約３０度の温度上昇を前記加熱層が達成するうえで十分な抵抗加熱をもたらすようにできる。任意選択で、前記加熱層の前記炭素繊維は前記第１の電極と接続され、これにより前記第１の電極に供給される電力が前記導電性の炭素繊維を伝わり、少なくとも華氏１００度、すなわち摂氏約５５度の温度上昇を前記加熱層が達成するうえで十分な抵抗加熱をもたらすようにできる。さらに、前記加熱層の前記炭素繊維は前記第１の電極と接続することができ、これにより前記第１の電極に供給される電力が前記導電性の炭素繊維を伝わり、少なくとも華氏２００度、すなわち摂氏約１１０度の温度上昇を前記加熱層が達成するうえで十分な抵抗加熱をもたらすようにできる。
前記被加熱積層体２０は、種々の工程を使って形成できる。ここで、複数の強化熱可塑性層から前記被加熱積層体を形成する工程を詳述する。
炭素繊維強化熱可塑性テープの複数の層が順次上から敷かれて、下側の構造的な層２６を形成する複数の層を形成する。この層内の繊維配向には変化が加えられる。例えば、この底部の層は、０、＋４５°、９０°、−４５°に配向された４つの層で形成できる。次に、ガラス繊維強化熱可塑性材料の１若しくはそれ以上の層が、前記底部の４層の上に敷かれる。細長い導電金属ストリップの形態をした、例えば金属メッシュの２つの電極が、互いに離間され、第１の端部から第２の端部へ向かって延長するようにガラス繊維層上に構成される。前記抵抗要素３０を形成する前記炭素繊維強化熱可塑性テープが、次いで前記ガラス繊維層の上に重ね合わされ、これにより前記炭素繊維テープの一端が前記銅メッシュの第１の長さに重なり合い、前記炭素繊維テープの第２の端部が前記銅メッシュの第２の長さに重なり合うようにされる。また、前記炭素繊維テープをつなぎ合わせて蛇行パターンを形成し、隣接しあう炭素繊維テープ片の接合部の上に金属メッシュが重なるようにして、連続した電気的経路を形成することができる。前記下側のガラス繊維層および前記銅メッシュの上に前記加熱要素が構成されると、２層のガラス繊維強化熱可塑性材料が前記加熱要素の上に敷かれる。前記底部の４層と同様な４層の炭素繊維テープが、次に前記ガラス繊維層の上に敷かれる。炭素繊維熱可塑性テープの最上層は、前記上側の構造的な層を形成する。前記下側の構造的な層のように、前記上側の構造的な層の諸層におけるこの繊維の配向には変化が加えられる。例えば、前記上側の層は、０、＋４５°、９０°、−４５°に配向された４つの層で形成できる。この例示的な積層体では、前記上側の構造的な層、前記加熱層、および前記下側の構造的な層の前記炭素繊維層は、ＰＥＥＫ／ＡＳ４炭素繊維強化単一方向テープで形成され、前記絶縁層は、ＰＥＥＫ／Ｓ２ガラス繊維強化熱可塑性単一方向テープで形成される。
前記積層体は、次いで前記組み立てられた層を圧力下で加熱して固結させる。例えば、このアセンブリは、その融点を超える温度まで加熱される。次に圧力が取り除かれ、前記固結した積層体が周囲温度に冷却される。
このような工程により形成された積層体は、次いで電源に接続された。特に、２８ ＶＤＣ ８アンペアの電源が前記積層体に接続された。前記積層体に供電すると、前記加熱要素は、前記入力電極と出力電極間で２５Ｖの電圧低下をもたらすうえで十分な抵抗を提供した。その結果得られた抵抗加熱により、華氏２３０°の温度上昇が得られた。この温度上昇では、前記積層体のマトリックス材料のガラス転移点に届かず、融点よりも著しく低かった。
以上の説明において、前記積層体は、フラットパネル積層体として説明されている。ただし、本発明はフラットパネル構造に限定されないことを理解すべきである。例えば、前記被加熱積層体は、種々の構造で種々の分野において使用でき、航空宇宙分野においては種々の構成要素用に防氷システムを提供するという特定の用途を有することができ、前記種々の構成要素は、機体、ナセル、およびエアフォイル、例えば翼、エレベーターなどを含み、かつこれらに限定されない。上記の前記積層体２０は、湾曲構造に形成して、上述のシステム１０と同様なシステムに実装することにより、被加熱積層体構造を提供できる。
例えば、航空機構造を形成する例示的な積層体１２０を図４〜５に例示した。以下さらに説明する点を除き、本積層体１２０の特徴は、上述した積層体２０の特徴と同様である。この例示した積層体１２０は、ジェットエンジンのエアインテーク周囲で前縁を形成するナセルの部分を形成する。この積層体１２０は、当該構造の前縁を加熱層１３０が上から包み込むよう形成される。特に、この積層体は、頂部１２１と、上方の面１２２と、下方の面１２３とを有した凸状の曲線を有する。
前記積層体１２０は、上記の積層体２０と同様に形成される。特に、当該積層体は、複数の強化複合薄膜で形成された上側の構造的な層１２５と、複数の強化複合薄膜で形成された下側の構造的な層１２６とを含む。加熱層１３０は、前記上側および下側の構造的な層１２５、１２６間に埋め込まれる。また、上側の電気絶縁層１２８は、前記加熱層と前記上側の構造的な層との間に設け、下側の電気絶縁層は、前記加熱層と前記下側の構造的な層との間に設けることができる。前記加熱層は、入力電極１５０と出力電極１５２間に電気的経路を形成する複数の抵抗要素を有する。この加熱層は、任意の種類の要素であってよく、現在の例において、この加熱層は、非金属導電要素、例えば炭素繊維で形成される。
前記加熱層は、本積層体の前記上方の面または下方の面のどちらか一方に重なり合うよう構成できるが、現在の例において、当該加熱層は、前記上方の面および下方の面の双方と重なり合うよう構成される。より具体的にいうと、この加熱層１３０は、前記抵抗要素１４０の一部が前記上方の面に重なり合うよう前記薄膜内に構成される。また、前記抵抗要素は、当該抵抗要素の一部が前記曲線の前記頂部１２１上に延長したのち、前記下方の面１２３の上へと延長するよう構成される。このように、前記加熱要素は、前記ナセルの前記前縁を包み込む。
前記ナセルの層は固結されて、当該積層体内に埋め込まれた前記加熱層と一体型の積層体を形成する。例えば、当該積層体１２０は、この積層体が前記組み立てられた層を高温圧力下で加熱することにより固結されるよう、上述した強化熱可塑性複合材料で形成できる。
上述のように、図３に例示したシステムでは、図３に例示した複合要素２０の代わりに、図４〜５に例示した複合要素１２０を実装できる。同様に、図６〜９は、図３に例示したシステムにおいて複合要素２０の代わりに実装できる代替複合要素２２０を例示している。適宜、複合要素２２０について以下詳述する。
前記複合要素２２０は、上側の構造的な層２２５と、下側の構造的な層２２６と、前記上側の構造的な層２２５および前記下側の構造的な層２２６間に設けられた加熱層２３０とを含むことができる。前記上側および下側の構造的な層２２５、２２６の構造は場合により異なる。特に、これらの構造的な層２２５、２２６は、強化複合材料、例えば炭素繊維またはガラス繊維強化材料の１若しくはそれ以上の層で形成できる。現在の例において、これらの構造的な層２２５、２２６は、同じ材料で形成される。例えば、現在の例では、炭素繊維強化熱可塑性テープの複数の層が順次上から重ねられて、下側の構造的な層２２６を形成する複数の層を形成する。この層内の繊維配向には変化が加えられる。例えば、この底部の層は、０、＋４５°、９０°、−４５°に配向された炭素繊維強化熱可塑性材料の４つの層で形成できる。前記上側の構造的な層２２５は、前記下側の層２２６と同様に形成できる。前記加熱層２４０は、炭素繊維強化熱可塑性材料で形成された１若しくはそれ以上の抵抗要素２４０を有する。この抵抗要素は、前記構造的な層２２５、２２６を形成した材料と実質的に同様な炭素繊維強化熱可塑性材料で形成することが好ましい。
前記加熱層２３０は、複数の抵抗要素から成る。上記のとおり、この加熱層は、単一の抵抗要素４０、１４０で形成できる。あるいは、前記加熱層２３０に、個別に制御できる複数の加熱ゾーンを含めることもできる。例えば、図６〜９で例示した実施形態において、前記加熱層２３０は、３つの加熱ゾーン２５０、２７０、および２９０を含む。以下さらに説明するように、前記加熱層２４０は複数の層を有し、前記３つの加熱ゾーンは、当該加熱層内の２つの異なる層に散在する。ただし、前記加熱層は、単一の層であっても２より多くの層であってもよいことを理解すべきである。
ここで図７〜８を参照しながら、前記加熱層の細部について詳しく説明していく。図８は、前記加熱要素の第１のゾーン２５０の細部を最も明瞭に例示したものである。この第１のゾーンは、複数の導電要素２６５、２６６間に延長する１若しくはそれ以上の抵抗要素２５５を含む。この抵抗要素２５５の数は場合により異なるが、現在の例において、当該第１のゾーン２５０は、２５５Ａ〜２５５Ｅで示す５つの抵抗要素を含む。当該抵抗要素は、種々の構成を有することができるが、現在の例において、各抵抗要素２５５Ａ〜２５５Ｅは実質的に同様で、実質的に同様な抵抗値を有する。このように、抵抗要素２５５に関する以下の説明は、抵抗要素２５５Ａ〜２５５Ｅの各々にあてはまる。
抵抗要素２５５は、３つのセクション、すなわち第１の端部におけるリード２５７と、第２の端部におけるテール２５８と、前記リードと前記テール間に延長する本体部２６０とを有する。前記リード２５７は、導電要素２６５と電気接続を形成し、前記テールは、導電要素２６６と電気接続を形成する。前記本体は、前記リードと前記テール間に電気経路を提供する。特に、前記本体２６０は、この本体に電流が流れたときに前記加熱層２３０の温度を上昇させるうえで十分なジュール熱を提供するのに十分な抵抗を有した電気経路を提供する。
前記抵抗要素２５５は、任意の種類の構成で構成できる。例えば、前記本体２６０は、前記第１の導体２６５と前記第２の導体２６６間に延長する全体的に直線状または線状の本体とすることができる。このように、ゾーン１は、前記第１の導体２６５と前記第２の導体２６６間に延長する複数の直線状の抵抗要素を有することができる。ただし、現在の例において、前記抵抗要素２５５の本体２６０は、各加熱要素の実効加熱面積を増やすよう複雑な経路を有する。具体的にいうと、前記本体２６０は、複数のレッグ（区間）を有する蛇行した構成を有することができる。特に、この蛇行経路は、複数の全体的または実質的に平行なレッグを含むことができる。この蛇行経路は、前記リード２５７と前記テール２５８間のどこにおいても、前記本体の当該蛇行経路がそれ自体と交差し、または重なり合うことがないよう、単一の層内または薄膜内に制約されることが好ましい。すなわち、前記本体２６０は、当該本体の長手方向に沿って実質的に一定の公称厚さを有することができる。また、前記本体は複雑な往復経路を形成できるが、当該本体がそれ自体と交差して、当該本体の前記公称厚さの２倍の厚さを前記抵抗要素が有する点または面積を形成することはない。
前記抵抗要素２５５は、前記第１および第２の導電要素２５５、２６５間で並列に接続されることが好ましい。これにより、前記加熱要素２３０の前記第１のゾーン２５０は第１の回路を有し、この第１の回路では、前記導体２６５が第１のリードまたは電極を形成し、前記第２の導体２６６が第２のリードまたは電極を形成し、前記抵抗要素がこれら２つの電極を電気接続する。前記２つの電極２６５、２６６は電源に接続され、電流は前記抵抗要素２５５を流れて、ジュール熱による加熱を生じる。図８に例示した実施形態において、前記抵抗要素は、前記２つの導電要素２６５、２６６間の連続した電気経路である。特に、前記抵抗要素は、複数の連続した単一方向の炭素繊維を有して、複雑な電気的経路、例えば蛇行経路を、前記第１の電極２６５と前記第２の電極２６６間に形成する。現在の例において、前記炭素繊維は、熱可塑性材料のマトリックスに埋め込まれる。より具体的にいうと、前記炭素繊維は、前記構造的な層の前記マトリックス材料を形成する熱可塑性材料と実質的に同じ熱可塑性樹脂に埋め込まれることが好ましい。例えば、前記抵抗要素は、幅狭の単一方向テープ、例えば幅０．１２インチのＡＳ４Ｄ／ＰＡＥＫ単一方向プリプレグ・テープで形成できる。例示的な単一方向炭素繊維テープは、上記で参照した、Ｔｅｎｃａｔｅから販売されているＴＣ１２２５である。
特に、前記抵抗要素２５５は、前記材料内の炭素繊維が実質的にすべて平行になるよう、単一方向性の材料を有することが好ましい。より具体的にいうと、実質的にすべての前記炭素繊維は、実質的にすべての当該炭素繊維が前記抵抗要素２５５の全長にわたり前記リード２５７から前記テール２５８まで延長するよう、第１の端部および第２の端部を有することが好ましい。この文脈において、実質的にすべての前記炭素繊維とは、前記抵抗要素中の前記炭素繊維の少なくとも９０％を意味する。
前記抵抗要素２５５は、熱により複雑な形状に形成されて、前記単一方向繊維テープを形成する。具体的には、ある長さの単一方向テープを十分な温度に加熱して、前記熱可塑性材料を軟化させる。例えば、前記テープの熱可塑性マトリックス材料のガラス転移点Ｔｇを超える温度まで、前記テープを加熱する。さらに、前記ガラス転移点よりも著しく高い温度、例えば前記熱可塑性マトリックス材料の融点Tmまたはそれ以上の温度まで、前記テープを加熱することが望ましい場合がある（前記熱可塑性材料に融点がある場合）。ＰＡＥＫまたはＰＥＥＫ熱可塑性樹脂の例では、約３００℃を超えて前記テープを加熱することができる。Tmを超えて前記テープを加熱した時点で、前記テープを複雑な形状をもたらす型に巻き付ける。このように形成すると、前記抵抗要素は、それ自体に交差しない複雑な経路を形成し、前記抵抗要素がその全長にわたり、前記テープの単一厚さと実質的に同じになるようにできる。前記テープは、前記複雑な形状に形成されたのち、前記ガラス転移点より低い温度まで冷却される。
上述のように、前記抵抗要素２５５は、電気的経路を提供する。前記炭素繊維は単一方向性であるため、前記電気的経路は、前記第１の電極２６５から前記第２の電極２６６まで前記抵抗要素の構成に沿ったものとなる。例えば、図８に示すように、各抵抗要素は、複雑な経路、例えば蛇行経路に沿ったものとなる。前記抵抗要素２５５は、前記蛇行経路に沿って前記リード２５７から前記テールまで延長する中心軸を有する。前記抵抗要素中の前記炭素繊維は、前記中心軸に沿う。すなわち、前記抵抗要素中の前記炭素繊維のすべてまたは実質的にすべては、互いに実質的に平行であり、前記中心軸に実質的に平行である。
前記抵抗要素２５５は、前記抵抗要素の前記炭素繊維が前記導電要素２６５、２６６に電気接続されるよう、前記導電要素に接続される。より具体的にいうと、前記導電要素は、前記炭素繊維の炭素に直接接触する。特に、前記炭素繊維は、サイジングと呼ばれるコーティングを有する場合があることに注意すべきである。前記導電要素２６５、２６６は、前記炭素繊維が前記導電要素２６５、２６６間に電気的経路をもたらすよう、前記炭素繊維に直接接触することが好ましい。より具体的にいうと、前記炭素繊維がサイジング（例えば、前記炭素繊維と前記熱可塑性樹脂の接合を促進するコーティング）を含む場合、そのサイジングは、前記炭素繊維よりも著しく導電性が低いため、前記炭素繊維は、前記抵抗要素の前記第１の導体と前記第２の導体間を流れる電流の少なくとも大半、好ましくは実質的にすべてを伝導するようにできる。
前記第１のゾーン２５０の例示的構成で上述のように構成された各抵抗要素２５５Ａ〜２５５Ｅは、約４６オームの抵抗を提供する。これにより、１００ボルトのＡＣにおける前記第１のゾーンの公称ワット値は、約１１００ワットである。そのため、前記加熱要素２３０は、前記要素２２０の前記熱可塑性マトリックス材料のガラス転移点を超えて当該要素２２０の温度を上昇させることなく、上側の構造的な層２２５の外面の表面温度を高めるうえで十分なジュール熱を提供する。
ここで図７を参照し、第２および第３の加熱ゾーン２７０、２９０を詳しく説明していく。前記第２の加熱ゾーン２７０は、前記第１の加熱ゾーン２５０と実質的に同様に構成される。具体的にいうと、前記第２の加熱ゾーン２７０は、複数の抵抗要素２７５Ａ〜２７５Ｅを有する。前記抵抗要素２７５は、それぞれ第３の導電要素２８５に電気接続されたリード２７７と、第４の導電要素２８６に電気接続されたテールとを含む。前記抵抗要素２７５Ａ〜２７５Ｅは、前記２つの導電要素２８５、２８６間で並列に接続されることが好ましい。
前記抵抗要素２７５Ａ〜２７５Ｅは、前記第１の加熱ゾーン２５０の前記抵抗要素２５５Ａ〜２５５Ｅと実質的に同一に形成できる。ただし、前記第２の加熱ゾーンの前記抵抗要素の構成を変えて、当該第２の加熱ゾーンの加熱特性を変えることが望ましい場合もある。例えば、現在の例において、前記抵抗要素２７５は、抵抗要素２５５よりも実質的に長い。特に、前記抵抗要素２７５の本体２８０は、前記抵抗要素２５５の本体２６０の約２倍の長さにすることができる。これにより、前記抵抗要素２７５が前記抵抗要素２５５と同じ材料で形成される場合、前記抵抗要素２７５は、前記抵抗要素２５５よりも実質的に高い抵抗を有することになる。これにより、同じ電圧では、前記第２のゾーンの公称ワット値は、前記第１のゾーン２５０の公称ワット値よりも著しく低くなる。例えば、１００ボルトＡＣにおいて、前記第１の加熱ゾーンのワット値が約１１００ワットであるのに対し、前記第２の加熱ゾーンのワット値は約８００ワットになる場合がある。
図７は、さらに前記第３の加熱ゾーン２９０を例示しており、この第３の加熱ゾーン２９０は、前記第４の導電要素２８６および第５の導電要素２８７に並列接続された複数の抵抗要素２９５Ａ〜２９５Ｅを含む。前記抵抗要素２９５Ａ〜２９５Ｅは、抵抗要素２７５Ａ〜２７５Ｅと異なる態様で構成できるが、現在の例において、抵抗要素２９５Ａ〜２９５Ｅは、抵抗要素２７５Ａ〜２７５Ｅと実質的に同一である。
図７に示したように、前記第１の加熱ゾーン２５０は、前記第２および第３の加熱ゾーン２７０、２９０とは別個の層上にある。特に、これら３つの加熱ゾーンは、各抵抗要素２５５Ａ〜２５５Ｅの前記本体２６０が前記第２および第３の加熱ゾーンの下に配置されることにより、各抵抗要素２７５、２９５の前記本体が、前記第１の加熱ゾーンの各抵抗要素の前記本体２６０の上に重ならないよう構成される。これにより、前記第２および第３の加熱ゾーンにより提供される前記加熱領域は、前記第１の加熱ゾーンにより生成される前記加熱領域とは実質的に重なり合わない。
図７に示すように、前記加熱要素の異なる層は、絶縁層により分離される。例えば、前記第１の加熱ゾーン２５０を有する前記層と、前記第２および第３の加熱ゾーンを有する前記層との間には、１若しくはそれ以上の絶縁層を配置することができる。特に、ガラス繊維強化熱可塑性材料で形成した絶縁層を前記第１の加熱ゾーンの上に重ねると、前記第１の抵抗要素２５５を、前記第２および第３の抵抗要素２７５、２９５から電気的に絶縁できる。前記絶縁層は、上記のようにＳ２ ＰＥＥＫ層で形成できる。
前記積層体２２０は、前記組み立てた層２２５、２２６、２３０を圧力下で加熱することにより固結される。例えば、このアセンブリは、その融点を超える温度まで加熱される。次に圧力が取り除かれ、前記固結した積層体が周囲温度に冷却される。
このような工程により形成された積層体を、次に電源に接続することにより、図３に示した前記回路と同様な回路が作製される。ただし、図６〜９の前記積層体２２０は、３つの加熱ゾーンを含み、前記回路は、前記３つの加熱ゾーンの各々に供給される電力を制御する１若しくはそれ以上のスイッチを含むことができる。それらのスイッチにより、前記３つの加熱ゾーン２５０、２７０、２９０のうち１若しくはそれ以上に個別に供電することができる。例えば、図６〜９に例示した前記積層体が航空機構造内に形成される場合、前記異なる加熱ゾーンは、その航空機構造の異なる部分を加熱するよう配置構成することができる。エアフォイルの場合、そのエアフォイルは、前縁、上面、および下面を有する。前記３つの加熱ゾーンは、前記第１の加熱ゾーン２５０が前記エアフォイルの前記前縁の上から重なり、前記第２の加熱ゾーンが前記エアフォイルの前記上面の上から重なり、前記第３の加熱ゾーンが前記エアフォイルの前記下面の上から重なるように配置できる。そのような構成において、前記３つの加熱ゾーン２５０、２７０、２９０の前記抵抗要素は、前記積層体の１若しくはそれ以上の表面の温度を、少なくとも華氏５０度すなわち摂氏約３０度高めるうえで十分な加熱を提供するよう構成される。例えば、前記第１の加熱ゾーンは、前記前縁の外面の温度を少なくとも華氏約５０度すなわち摂氏約３０度高めるよう配向して構成できる。同様に、前記第２のゾーンは前記上面を加熱でき、前記第３のゾーンは前記下面を加熱できる。
前記システムは、複数のセンサーを含むこともできる。例えば、前記システムは、第１の領域の特徴を検出する第１のセンサーと、第２の領域の特徴を検出する第２のセンサーと、第３の領域の特徴を検出する第３のセンサーとを含むことができる。前記３つのセンサーから受信された信号に基づき、当該システムは、前記３つの加熱ゾーンのそれぞれに供給される電力を独立して制御できる。一例において、前記第１のセンサーは、前記前縁上における氷の存在を検出し、前記システムは、前記第１のセンサーからの信号に応答して前記第１の加熱ゾーンに供給される電力を制御する。特に、前記第１のセンサーが氷の存在を示す特徴を検出した場合、前記システムは、前記第１の加熱ゾーンに供給される電力を増やして、前記前縁の温度を高めることができる。また、前記システムは、前記前縁に氷が存在しないことを示す特徴を前記第１のセンサーが検出した場合、前記第１の加熱ゾーンに供給される電力を低減し、または止めることにより、前記第１の加熱ゾーンに供給される電力を制御することができる。このように、前記システムは、前記第１のゾーンの加熱を制御して前記前縁の温度を増減させることにより、前記前縁上において氷の形成を妨げ若しくはすでに形成された氷を解かすことができる。同様に、前記第２のセンサーから受信された信号に応答して、前記システムは、前記第２の加熱ゾーンに供給される電力を制御して、前記上面上において氷の形成を妨げ若しくはすでに形成された氷を解かすことができる。さらに、前記第３のセンサーから受信された信号に応答して、前記システムは、前記第３の加熱ゾーンに供給される電力を制御して、前記下面上において氷の形成を妨げ若しくはすでに形成された氷を解かすことができる。
当業者であれば、本発明の要旨を変更しない範囲で上記実施形態を変更または修正できることが理解されるであろう。したがって、本発明は本明細書に説明した特定の実施形態に限定されず、添付の請求項に記載した本発明の要旨に含まれるすべての変更形態を含むよう意図されていると理解すべきである。
１０...システム
２０...積層体
２０...複合要素
２０...被加熱積層体
２２...下面
２５...上側の構造的な層
２６...下側の構造的な層
２８...絶縁層
２８...第１の絶縁層
２８...第２の絶縁層
３０...加熱アセンブリ
３０...加熱層
４０...抵抗要素
４０ａ...第１の抵抗要素
４０ｂ...抵抗要素
４０ｃ...抵抗要素
４２ａ...第１の端部
４４ａ...第２の端部
５０...入力電極
５０...第１の電極
５２...出力電極
５２...第２の電極
６０...電源
７０...コントローラ
７５...センサー
１２０...積層体
１２０...複合要素
１２１...頂部
１２２...上方の面
１２３...下方の面
１２５...上側の構造的な層
１２６...下側の構造的な層
１２８...上側の電気絶縁層
１３０...加熱層
１４０...抵抗要素
１５０...入力電極
１５２...出力電極
２２０...複合要素
２２５...上側の構造的な層
２２６...下側の構造的な層
２３０...加熱層
２５０...第１のゾーン
２５５...抵抗要素
２５５Ａ〜２５５Ｅ...抵抗要素
２５７...リード
２５８...テール
２６０...本体部
２６０...本体
２６５...導電要素
２６５...電極
２６５...第１の導体
２６６...導電要素
２６６...電極
２６６...第２の導体
２７０...第２の加熱ゾーン
２７５Ａ〜２７５Ｅ...抵抗要素
２７７...リード
２８０...本体
２８５...第３の導電要素
２８６...第４の導電要素
２８７...第５の導電要素
２９０...第３の加熱ゾーン
２９５Ａ〜２９５Ｅ...抵抗要素
航空機表面への着氷は、飛行中に危険な状況を生じる原因となり、長年にわたり多数の死亡事故を起こしてきた。機体、エアフォイル、翼などの構造への着氷は、重量の増加、抗力の増加、および揚力の減少につながる。エンジンのエアインテーク（吸気口）などの構造では、前縁への着氷は気流の問題を生じて氷の吸い込み（ｉｃｅ ｉｎｇｅｓｔｉｏｎ）を招き、エンジン動作が損なわれ、またはエンジン部品が破損するおそれがある。
この出願の発明に関連する先行技術文献情報としては、以下のものがある（国際出願日以降国際段階で引用された文献及び他国に国内移行した際に引用された文献を含む）。
（先行技術文献）
（特許文献）
（特許文献１） 米国特許出願公開第２００７／０２９８６６３号明細書
（特許文献２） 米国特許第４，１７７，３７６号明細書
（特許文献３） 中国特許出願公開第１０７３５５７５２号明細書
（特許文献４） 米国特許出願公開第２０１５／０１８４３３３号明細書
（特許文献５） 米国特許出願公開第２０１４／００７００５４号明細書

Claims (79)

  1. 被加熱航空機構造であって、
    複合構造であって、
    前記航空機構造の耐力要素を形成する強化熱可塑性の上層であって、当該上層の熱可塑性材料は第１のガラス転移点を有する、強化熱可塑性の上層と、
    前記航空機構造の耐力要素を形成する強化熱可塑性の下層であって、当該下層の熱可塑性材料は第２のガラス転移点を有する、強化熱可塑性の下層と、
    熱可塑性のヒーター層であって、当該ヒーター層の熱可塑性材料は第３のガラス転移点を有し、当該熱可塑性のヒーター層は、
    複数の導電繊維と、
    前記導電繊維に電気接続された第１の電極と、
    第２の電極であって、前記導電繊維が前記第１の電極と当該第２の電極間に電気経路を提供するよう、前記導電繊維に電気接続された第２の電極と
    を有し、
    前記熱可塑性のヒーター層の前記導電繊維は、前記上層および前記下層の強化繊維と実質的に同様である
    熱可塑性のヒーター層と、
    前記ヒーター層と前記上層間に設けられた第１の繊維強化熱可塑性の絶縁層であって、当該第１の絶縁層の熱可塑性材料は第４のガラス転移点を有する、第１の繊維強化熱可塑性の絶縁層と、
    前記ヒーター層と前記下層間に設けられた第２の繊維強化熱可塑性の絶縁層であって、当該第２の絶縁層の熱可塑性材料は第５のガラス転移点を有する、第２の繊維強化熱可塑性の絶縁層と
    を有し、
    前記第３のガラス転移点は、前記第１および第２のガラス転移点から２５パーセント以内である
    複合構造と、
    前記上層上における氷の形成を示す特徴を検出するよう動作可能なセンサーと、
    前記センサーおよび電源に接続されたコントローラであって、前記第１の電極に提供される電力を制御するコントローラと
    を有し、
    前記第１の電極および前記導電繊維は、前記第１の電極に供給される電力が前記導電繊維に伝わることにより、前記複合構造を加熱して前記複合構造上における氷の形成を妨げ若しくは前記複合構造上で形成された氷を除去するうえで十分な抵抗加熱をもたらすよう、接続される
    被加熱航空機構造。
  2. 請求項１記載の被加熱航空機構造において、前記コントローラは、前記センサーから受信された信号に応答して、前記第１の電極に提供される電力を制御するよう動作可能である被加熱航空機構造。
  3. 請求項１記載の被加熱航空機構造において、前記上層は、ポリアリールエーテルケトン類の半結晶性の熱可塑性材料を有するものである被加熱航空機構造。
  4. 請求項１〜３のいずれか一項に記載の被加熱航空機構造において、前記導電繊維は炭素繊維であり、前記第１および第２の電極は、前記抵抗加熱の実質的にすべてが、前記ヒーター層内の前記炭素繊維に供給される電力によりもたらされるよう、前記炭素繊維に電気的に接触するものである被加熱航空機構造。
  5. 請求項１〜４のいずれか一項に記載の被加熱航空機構造において、前記ヒーター層は、前記第１および第２の電極間に延長する連続した長さの単一方向性の炭素繊維テープを有するものである被加熱航空機構造。
  6. 請求項５記載の被加熱航空機構造において、前記ヒーター層は、前記第１および第２の電極間に複雑な経路を有するものである被加熱航空機構造。
  7. 請求項１〜６のいずれか一項に記載の被加熱航空機構造において、前記第３のガラス転移点は、前記第４および第５のガラス転移点から２５％以内である被加熱航空機構造。
  8. 請求項１〜７のいずれか一項に記載の被加熱航空機構造において、前記第３のガラス転移点は、前記第１、第２、第４、および第５のガラス転移点よりも低いものである被加熱航空機構造。
  9. 請求項１〜８のいずれか一項に記載の被加熱航空機構造において、前記下層は、ポリアリールエーテルケトン類の半結晶性の熱可塑性材料を有するものである被加熱航空機構造。
  10. 請求項１〜９のいずれか一項に記載の被加熱航空機構造において、前記ヒーター層と、前記上層および前記下層の少なくとも一方とは、同様な熱可塑性材料を有するものである被加熱航空機構造。
  11. 請求項１〜１０のいずれか一項に記載の被加熱航空機構造において、前記ヒーター層と、前記上層および前記下層の少なくとも一方とは、ポリアリールエーテルケトン類の半結晶性の熱可塑性材料を有するものである被加熱航空機構造。
  12. 請求項１１記載の被加熱航空機構造において、前記ヒーター層と、前記上層と、前記下層とは、ポリアリールエーテルケトン類の半結晶性の熱可塑性材料を有するものである被加熱航空機構造。
  13. 請求項１〜１２のいずれか一項に記載の被加熱航空機構造において、前記ヒーター層とは独立して操作可能な第２のヒーター層と、当該第２のヒーター層を前記ヒーター層から電気的に絶縁する第３の絶縁層とを有するものである被加熱航空機構造。
  14. 請求項１〜１２のいずれか一項に記載の被加熱航空機構造において、前記第１の電極は、前記ヒーター層の前記熱可塑性材料内に埋め込まれた金属メッシュを有するものである被加熱航空機構造。
  15. 請求項１〜１３のいずれか一項に記載の被加熱航空機構造において、前記複合構造は、エアフォイルの一部を有するものである被加熱航空機構造。
  16. 請求項１〜１５のいずれか一項に記載の被加熱航空機構造において、前記上層は、複数の炭素繊維強化熱可塑性の薄膜を有するものである被加熱航空機構造。
  17. 請求項１〜１６のいずれか一項に記載の被加熱航空機構造において、前記下層は、複数の炭素繊維強化熱可塑性の薄膜を有するものである被加熱航空機構造。
  18. 請求項１〜１７のいずれか一項に記載の被加熱航空機構造において、前記ヒーター層、前記上層、および前記下層の各々の熱可塑性材料は、隣接する層の前記熱可塑性材料と融合するものである被加熱航空機構造。
  19. 請求項１〜１８のいずれか一項に記載の被加熱航空機構造において、前記ヒーター層の前記熱可塑性材料と、前記上層の前記熱可塑性材料と、前記下層の前記熱可塑性材料とは、華氏５００度を超える融点を有するものである被加熱航空機構造。
  20. 請求項１〜１９のいずれか一項に記載の被加熱航空機構造において、前記コントローラは、Ｐ、ＰＤ、ＰＩ、ＰＩＤコントローラまたはマイクロプロセッサのうちの１つを有するものである被加熱航空機構造。
  21. 請求項１〜２０のいずれか一項に記載の被加熱航空機構造において、前記第３のガラス転移点は、前記第１、第２、第４、および第５のガラス転移点から１５％以内である被加熱航空機構造。
  22. 請求項１〜２１のいずれか一項に記載の被加熱航空機構造において、前記ヒーター層の前記複数の導電繊維は、単一方向性の炭素繊維強化熱可塑性材料を有するものである被加熱航空機構造。
  23. 請求項２２記載の被加熱航空機構造において、前記導電繊維は、前記第１の電極に電気接続された第１の端部と、前記第２の電極に電気接続された第２の端部とを有し、前記炭素繊維の実質的にすべては、前記第１の端部から前記第２の端部まで連続的に延長するものである被加熱航空機構造。
  24. 被加熱航空機構造であって、
    複合構造であって、
    強化熱可塑性の上層と、
    強化熱可塑性の下層と、
    強化熱可塑性のヒーター層であって、
    複数の導電性非金属繊維と、
    前記導電性非金属繊維に電気接続された第１の電極と、
    第２の電極であって、前記導電性非金属繊維が前記第１の電極と当該第２の電極間に電気経路を提供するよう、前記導電性非金属繊維に電気接続された第２の電極と
    を有する強化熱可塑性のヒーター層と
    を有する複合構造と、
    センサーおよび電源に接続されたコントローラであって、前記第１の電極に提供される電力を制御するコントローラと
    を有し、
    前記第１の電極および前記導電性非金属繊維は、前記第１の電極に供給される電力が前記導電性非金属繊維に伝わることにより、前記複合構造を加熱して前記複合構造上における氷の形成を妨げるうえで十分な抵抗加熱をもたらすよう、接続される
    被加熱航空機構造。
  25. 請求項２４記載の被加熱航空機構造において、前記ヒーター層の前記複数の導電繊維は、単一方向性の炭素繊維強化熱可塑性材料を有するものである被加熱航空機構造。
  26. 請求項２５記載の被加熱航空機構造において、前記導電繊維は、前記第１の電極に電気接続された第１の端部と、前記第２の電極に電気接続された第２の端部とを有し、前記炭素繊維の実質的にすべては、前記第１の端部から前記第２の端部まで連続的に延長するものである被加熱航空機構造。
  27. 請求項２４〜２６のいずれか一項に記載の被加熱航空機構造において、前記コントローラは、前記センサーから受信された信号に応答して、前記第１の電極に提供される電力を制御するよう動作可能である被加熱航空機構造。
  28. 請求項２４〜２７のいずれか一項に記載の被加熱航空機構造において、前記上層は、ポリアリールエーテルケトン類の半結晶性の熱可塑性材料を有するものである被加熱航空機構造。
  29. 請求項２４〜２８のいずれか一項に記載の被加熱航空機構造において、前記下層は、ポリアリールエーテルケトン類の半結晶性の熱可塑性材料を有するものである被加熱航空機構造。
  30. 請求項２４〜２９のいずれか一項に記載の被加熱航空機構造において、前記ヒーター層と、前記上層および前記下層の少なくとも一方とは、同様な熱可塑性材料を有するものである被加熱航空機構造。
  31. 請求項２４〜３０のいずれか一項に記載の被加熱航空機構造において、前記ヒーター層と、前記上層および前記下層の少なくとも一方とは、ポリアリールエーテルケトン類の半結晶性の熱可塑性材料を有するものである被加熱航空機構造。
  32. 請求項３１記載の被加熱航空機構造において、前記ヒーター層と、前記上層と、前記下層とは、ポリアリールエーテルケトン類の半結晶性の熱可塑性材料を有するものである被加熱航空機構造。
  33. 請求項２４〜３２のいずれか一項に記載の被加熱航空機構造であって、前記上層を前記ヒーター層から絶縁する第１の絶縁層を有する被加熱航空機構造。
  34. 請求項２９記載の被加熱航空機構造であって、前記下層を前記ヒーター層から絶縁する第２の絶縁層を有する被加熱航空機構造。
  35. 請求項３３または３４に記載の被加熱航空機構造において、前記第１および第２の絶縁層のうち少なくとも１つは、熱可塑性材料を有するものである被加熱航空機構造。
  36. 請求項３５記載の被加熱航空機構造において、前記第１および第２の絶縁層は、熱可塑性材料を有するものである被加熱航空機構造。
  37. 請求項３５または３６に記載の被加熱航空機構造において、前記第１の絶縁層は、前記熱可塑性材料内に埋め込まれた強化繊維を有する複合材料を有するものである被加熱航空機構造。
  38. 請求項２４〜３７のいずれか一項に記載の被加熱航空機構造において、前記第１の電極は、前記ヒーター層の前記熱可塑性材料内に埋め込まれた金属メッシュを有するものである被加熱航空機構造。
  39. 請求項２４〜３８のいずれか一項に記載の被加熱航空機構造において、前記複合構造は、エアフォイルの一部を有するものである被加熱航空機構造。
  40. 請求項２４〜３８のいずれか一項に記載の被加熱航空機構造において、前記複合構造は、ナセルの一部を有するものである被加熱航空機構造。
  41. 請求項２４〜４０のいずれか一項に記載の被加熱航空機構造において、前記上層は、複数の炭素繊維強化熱可塑性の薄膜を有するものである被加熱航空機構造。
  42. 請求項２４〜４１のいずれか一項に記載の被加熱航空機構造において、前記下層は、複数の炭素繊維強化熱可塑性の薄膜を有するものである被加熱航空機構造。
  43. 請求項２４〜４２のいずれか一項に記載の被加熱航空機構造において、前記ヒーター層、前記上層、および前記下層の各々の熱可塑性材料は、隣接する層の前記熱可塑性材料と融合するものである被加熱航空機構造。
  44. 請求項２４〜４３のいずれか一項に記載の被加熱航空機構造において、前記ヒーター層の前記非金属繊維は、当該非金属繊維と前記熱可塑性材料間の接着度を改善するよう構成されたサイジング剤を有するものである被加熱航空機構造。
  45. 請求項２４〜４４のいずれか一項に記載の被加熱航空機構造において、前記ヒーター層の前記熱可塑性材料と、前記上層の熱可塑性材料と、前記下層の前記熱可塑性材料とは、華氏５００度を超える融点を有するものである被加熱航空機構造。
  46. 請求項２４〜４５のいずれか一項に記載の被加熱航空機構造において、前記コントローラは、Ｐ、ＰＤ、ＰＩ、ＰＩＤコントローラまたはマイクロプロセッサのうちの１つを有するものである被加熱航空機構造。
  47. 被加熱複合構造であって、
    炭素繊維強化熱可塑性の上層と、
    炭素繊維強化熱可塑性の下層と、
    炭素繊維強化熱可塑性のヒーター層であって、前記上層、下層、およびヒーター層は固結されて積層体を形成する、炭素繊維強化熱可塑性のヒーター層と
    を有し、
    前記ヒーター層は複数の導電炭素繊維を有し、前記ヒーター層は、当該ヒーター層の前記導電炭素繊維内を電気が流れることにより当該ヒーター層が前記積層体の少なくとも一部を少なくとも華氏５０度加熱するうえで十分な抵抗加熱を提供できるよう、当該ヒーター層の前記導電炭素繊維が電源と接続可能であるよう構成される
    被加熱複合構造。
  48. 請求項４７記載の被加熱複合構造において、前記導電炭素繊維は、単一方向性の炭素繊維強化熱可塑性の層を形成するものである被加熱複合構造。
  49. 請求項４８記載の被加熱航空機構造において、前記導電炭素繊維は、第１の電極に電気接続された第１の端部と、第２の電極に電気接続された第２の端部とを有し、前記炭素繊維の実質的にすべては、前記第１の端部から前記第２の端部まで連続的に延長するものである被加熱航空機構造。
  50. 請求項４７〜４９のいずれか一項に記載の被加熱複合構造であって、前記上層上における氷の存在を示す特徴を検出するよう動作可能なセンサーを有する被加熱複合構造。
  51. 請求項５０記載の被加熱複合構造であって、前記センサーおよび電源に接続されたコントローラであって、前記ヒーター層に提供される電力を制御するコントローラを有する被加熱複合構造。
  52. 請求項４９〜５１のいずれか一項に記載の被加熱複合構造であって、前記積層体内に埋め込まれて前記導電炭素繊維と電気的に接触した第１および第２の電極を有し、これにより前記第１の電極に供給される電力が前記導電炭素繊維に伝わることにより、前記複合構造を加熱して前記複合構造上における氷の形成を妨げるうえで十分な抵抗加熱をもたらすようになっている、被加熱複合構造。
  53. 請求項５１記載の被加熱複合構造において、前記コントローラは、前記センサーから受信された信号に応答して、ヒーター層に提供される電力を制御するよう動作可能である被加熱複合構造。
  54. 請求項４９〜５３のいずれか一項に記載の被加熱複合構造において、前記上層は、ポリアリールエーテルケトン類の半結晶性の熱可塑性材料を有するものである被加熱複合構造。
  55. 請求項４９〜５４のいずれか一項に記載の被加熱複合構造において、前記下層は、ポリアリールエーテルケトン類の半結晶性の熱可塑性材料を有するものである被加熱複合構造。
  56. 請求項４９〜５５のいずれか一項に記載の被加熱複合構造において、前記ヒーター層と、前記上層および前記下層の少なくとも一方とは、同様な熱可塑性材料を有するものである被加熱複合構造。
  57. 請求項４９〜５６のいずれか一項に記載の被加熱複合構造において、前記ヒーター層と、前記上層および前記下層の少なくとも一方とは、ポリアリールエーテルケトン類の半結晶性の熱可塑性材料を有するものである被加熱複合構造。
  58. 請求項５７記載の被加熱複合構造において、前記ヒーター層と、前記上層と、前記下層とは、ポリアリールエーテルケトン類の半結晶性の熱可塑性材料を有するものである被加熱複合構造。
  59. 請求項４９〜５８のいずれか一項に記載の被加熱複合構造であって、前記上層を前記ヒーター層から絶縁する第１の絶縁層を有する被加熱複合構造。
  60. 請求項５９記載の被加熱複合構造であって、前記下層を前記ヒーター層から絶縁する第２の絶縁層を有する被加熱複合構造。
  61. 請求項５９または６０に記載の被加熱複合構造において、前記第１および第２の絶縁層のうち少なくとも１つは、熱可塑性材料を有するものである被加熱複合構造。
  62. 請求項６１記載の被加熱複合構造において、前記第１および第２の絶縁層は、熱可塑性材料を有するものである被加熱複合構造。
  63. 請求項６１または６２に記載の被加熱複合構造において、前記第１の絶縁層は、前記熱可塑性材料内に埋め込まれた強化繊維を有する複合材料を有するものである被加熱複合構造。
  64. 請求項４９〜６３のいずれか一項に記載の被加熱複合構造において、前記第１の電極は、前記ヒーター層の前記熱可塑性材料内に埋め込まれた金属メッシュを有するものである被加熱複合構造。
  65. 請求項４９〜６４のいずれか一項に記載の被加熱複合構造において、前記複合構造は、エアフォイルの一部を有するものである被加熱複合構造。
  66. 請求項４９〜６４のいずれか一項に記載の被加熱複合構造において、前記複合構造は、ナセルの一部を有するものである被加熱複合構造。
  67. 請求項４９〜６６のいずれか一項に記載の被加熱複合構造において、前記上層は、複数の炭素繊維強化熱可塑性の薄膜を有するものである被加熱複合構造。
  68. 請求項４９〜６７のいずれか一項に記載の被加熱複合構造において、前記下層は、複数の炭素繊維強化熱可塑性の薄膜を有するものである被加熱複合構造。
  69. 請求項４９〜６８のいずれか一項に記載の被加熱複合構造において、前記ヒーター層、前記上層、および前記下層の各々の熱可塑性材料は、隣接する層の前記熱可塑性材料と融合するものである被加熱複合構造。
  70. 請求項４９〜６８のいずれか一項に記載の被加熱複合構造において、前記ヒーター層の前記炭素繊維は、当該炭素繊維と前記熱可塑性材料間の接着度を改善するよう構成されたサイジング剤を有するものである被加熱複合構造。
  71. 請求項４９〜７０のいずれか一項に記載の被加熱複合構造において、前記ヒーター層の前記熱可塑性材料と、前記上層の熱可塑性材料と、前記下層の前記熱可塑性材料とは、華氏５００度を超える融点を有するものである被加熱複合構造。
  72. 請求項４９〜７１のいずれか一項に記載の被加熱複合構造において、前記コントローラは、Ｐ、ＰＤ、ＰＩ、ＰＩＤコントローラまたはマイクロプロセッサのうちの１つを有するものである被加熱複合構造。
  73. 被加熱複合構造を形成する方法であって、
    熱可塑性材料のマトリックス内に埋め込まれた複数の炭素繊維を提供する工程であって、前記熱可塑性材料は融点を有する、工程と、
    ヒーター層を形成するため、前記炭素繊維を第１および第２の電極と電気接続する工程と、
    前記ヒーター層を冷却する工程と、
    前記冷却工程後に、前記加熱層を、前記熱可塑性材料のマトリックスの融点を超えて加熱する工程と、
    強化熱可塑性薄膜の複数の層を加熱する工程であって、前記薄膜内の前記熱可塑性材料は融点を有し、当該複数の層を加熱する工程は、前記薄膜内の前記熱可塑性材料の前記融点を超えて前記層を加熱する工程を有する、工程と、
    前記冷却工程後に前記ヒーターが前記複数の層に融合するよう、前記加熱された複数の層を、前記加熱された加熱層に付着させる工程と
    を有する方法。
  74. 請求項７３記載の方法において、前記複数の炭素繊維を提供する工程は、前記炭素繊維の実質的にすべてが互いに実質的に平行であるよう、複数の単一方向性の炭素繊維を提供する工程を有するものである方法。
  75. 請求項７４記載の方法において、前記炭素繊維のそれぞれは、第１の端部および第２の端部を有し、前記電気接続工程は、各炭素繊維の前記第１の端部を前記第１の電極と電気接続し、各炭素繊維の前記第２の端部を前記第２の電極と電気接続する工程を有するものである方法。
  76. 請求項７３〜７５のいずれか一項に記載の方法であって、前記複数の強化熱可塑性薄膜を一体的に融合させることにより、荷重を担持できる航空機構造を形成する工程を有する方法。
  77. 複合構造を加熱する方法であって、
    各炭素繊維が第１の端部および第２の端部を有する単一方向性の炭素繊維強化熱可塑性の層で形成された複合構造を提供する工程と、
    各炭素繊維の前記第１の端部を第１の電極に接続する工程と、
    前記炭素繊維の層の前記炭素繊維の実質的にすべてが前記第１の電極から前記第２の電極まで延長するよう、各炭素繊維の前記第２の端部を第２の電極に接続する工程と、
    前記第１および第２の電極を電源に接続する工程と、
    電流が前記第１の電極から前記炭素繊維を通じて前記第２の電極に流れることにより、前記複合構造を加熱するうえで十分な抵抗加熱をもたらすよう、前記電源から前記第１の電極への電流を制御する工程と
    を有する方法。
  78. 請求項７７記載の方法において、前記制御工程は、前記複合構造を加熱して前記複合構造上における氷の形成を妨げるうえで十分な抵抗加熱をもたらすため、前記電流を制御する工程を有するものである方法。
  79. 請求項７７または７８記載の方法であって、前記複合構造の温度を監視する工程を有し、前記制御工程は、前記監視工程に応答して前記電流を制御する工程を有する方法。
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Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
BR112020021755B1 (pt) * 2018-04-24 2022-07-05 Qarbon Aerospace (Foundation), Llc Aeroestrutura aquecida
EP3787965A4 (en) 2018-05-03 2022-05-04 Qarbon Aerospace (Foundation), LLC THERMOPLASTIC AIRCRAFT STRUCTURE WITH LOCALIZED PLY INSULATION AND METHOD OF MAKING AN AIRCRAFT STRUCTURE
US11130559B2 (en) * 2018-08-20 2021-09-28 Goodrich Corporation Heated panels with ballistic structures
CN111038019B (zh) * 2019-11-11 2022-06-14 中国商用飞机有限责任公司 复合材料、飞机部件及防冰除冰方法
US11548648B2 (en) * 2020-01-14 2023-01-10 Goodrich Corporation Robust power transmission
CN112977838A (zh) * 2021-02-25 2021-06-18 成都凯天电子股份有限公司 一种具有低除冰功耗和高可靠性的嵌入式大气压力传感器
KR102474962B1 (ko) * 2021-08-13 2022-12-07 한국항공우주산업 주식회사 방제빙용 복합재 구조물과 그 제조 시스템 및 제조 방법
US20230123677A1 (en) * 2021-10-18 2023-04-20 Goodrich Corporation Multilayer thermoplastic structure with carbon nanotube heaters
US20230122076A1 (en) * 2021-10-18 2023-04-20 Goodrich Corporation Integrated ice protection system
FR3128204A1 (fr) * 2021-10-19 2023-04-21 Safran Aerosystems Dispositif de degivrage combine
EP4289589A1 (en) * 2022-06-10 2023-12-13 Rohr, Inc. Curing thermoset material using electric heater(s) for thermal anti-icing system
US20230399113A1 (en) * 2022-06-10 2023-12-14 Rohr, Inc. Heating thermoplastic material using electric heater(s) for thermal anti-icing system

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH02136232A (ja) * 1988-09-30 1990-05-24 Rockwell Internatl Corp 電流の印加により加熱され得る導電性構造複合物
US20070298663A1 (en) * 2004-05-19 2007-12-27 The Boeing Company Composite structural member having an integrated electrical circuit
JP2014531361A (ja) * 2011-09-20 2014-11-27 ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅＢｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ 統合された表面の熱管理システム
US20160343467A1 (en) * 2014-06-03 2016-11-24 Aurora Flight Sciences Corporation Multi-functional composite structures
JP2017071386A (ja) * 2015-09-23 2017-04-13 エアバス ディフェンス アンド スペース ゲーエムベーハーＡｉｒｂｕｓ Ｄｅｆｅｎｃｅ ａｎｄ Ｓｐａｃｅ ＧｍｂＨ 航空機用の電気的除氷
US20180084613A1 (en) * 2016-09-20 2018-03-22 Goodrich Corporation Thermally conductive, electrically insulating protection layer for de-icing heaters

Family Cites Families (58)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3768760A (en) 1970-10-30 1973-10-30 Hercules Inc Graphite fiber composite covering employing multi-directional
US4177376A (en) * 1974-09-27 1979-12-04 Raychem Corporation Layered self-regulating heating article
GB8618727D0 (en) 1986-07-31 1986-09-10 Wiggins Teape Group Ltd Thermoplastic sheets
GB8704852D0 (en) 1987-03-02 1987-04-08 Welding Inst Bonding thermoplastic layers
IT1215985B (it) 1988-03-04 1990-02-22 Elca Srl Procedimento elettrochimico per la realizzazione di rivestimenti di cromo e metalli simili mediante corrente pulsante ad inversione periodica della polarita'
US4957577A (en) 1988-04-04 1990-09-18 Plascore, Inc. Method for making welded honeycomb core
US4990213A (en) 1988-11-29 1991-02-05 Northrop Corporation Automated tape laminator head for thermoplastic matrix composite material
US5059377A (en) 1989-07-21 1991-10-22 Aerotrans Corporation Method for forming a composite structure
US5240542A (en) 1990-09-06 1993-08-31 The Board Of Trustees Of The Leland Stanford Junior University Joining of composite materials by induction heating
ES2126596T3 (es) 1991-07-12 1999-04-01 Hexcel Corp Procedimiento y dispositivo de fabricacion de estructuras en forma de panal de abejas termoplasticas fundidas termicamente.
US5359911A (en) 1993-06-30 1994-11-01 U.S. Composites Corp. Lightweight self-insulating composite tool
TW253870B (en) 1994-07-11 1995-08-11 Newell Operating Co Cellular panel and method and apparatus for making the same
US5662293A (en) * 1995-05-05 1997-09-02 Hower; R. Thomas Polyimide foam-containing radomes
WO1996040551A1 (en) 1995-06-07 1996-12-19 The Boeing Company Hybrid metal webbed composite beam
US5700347A (en) 1996-01-11 1997-12-23 The Boeing Company Thermoplastic multi-tape application head
FR2744872B1 (fr) * 1996-02-08 1998-04-10 Eurocopter France Dispositif de chauffage d'un profil aerodynamique
US6237874B1 (en) 1997-09-22 2001-05-29 Northcoast Technologies Zoned aircraft de-icing system and method
US6279856B1 (en) 1997-09-22 2001-08-28 Northcoast Technologies Aircraft de-icing system
US5934617A (en) 1997-09-22 1999-08-10 Northcoast Technologies De-ice and anti-ice system and method for aircraft surfaces
US6284089B1 (en) 1997-12-23 2001-09-04 The Boeing Company Thermoplastic seam welds
US6611659B2 (en) 1999-04-24 2003-08-26 Airbus Deutschland Gmbh Electrically heated aircraft composite floor panel
US6799619B2 (en) 2002-02-06 2004-10-05 The Boeing Company Composite material collation machine and associated method for high rate collation of composite materials
US7243055B2 (en) 2004-01-28 2007-07-10 The Boeing Company Composite stacking sequence optimization for multi-zoned composites
AU2006252729A1 (en) 2005-05-27 2006-12-07 Bell Helicopter Textron Inc. Strained capable conductive/resistive composite hybrid heater for thermal anti-ice device
IL185134A (en) * 2007-08-08 2013-10-31 Amihay Gornik Mechanical thawing system vibrates
GB2453769B (en) * 2007-10-18 2012-09-05 Gkn Aerospace Services Ltd An aircraft leading edge thermoplastic heating mat
DE102008013759B4 (de) 2008-03-12 2012-12-13 Airbus Operations Gmbh Verfahren zur Herstellung eines integralen Faserverbundbauteils sowie Kernform zur Durchführung des Verfahrens
DE102008020564B4 (de) 2008-04-24 2013-10-02 Airbus Operations Gmbh Tapelegevorrichtung sowie Verfahren zum Aufbau eines Laminats
WO2010017082A1 (en) * 2008-08-06 2010-02-11 Lubrizol Advanced Materials, Inc. Films and articles made with thermoplastic block copolymers
US9004407B2 (en) 2008-12-24 2015-04-14 Middle River Aircraft Systems Anti-icing system and method for preventing ice accumulation
CN102460447A (zh) 2009-04-27 2012-05-16 应用纳米结构方案公司 防止或除去复合结构结冰的基于cnt的电阻加热
US8158245B2 (en) 2009-09-24 2012-04-17 Cytec Technology Corp. Thermoplastic composites and methods of making and using same
WO2011087412A1 (en) * 2010-01-14 2011-07-21 Saab Ab Multifunctional de-icing/anti-icing system
GB2477339B (en) * 2010-01-29 2011-12-07 Gkn Aerospace Services Ltd Electrothermal heater mat
GB2477340B (en) * 2010-01-29 2011-12-07 Gkn Aerospace Services Ltd Electrothermal heater mat
GB201006257D0 (en) 2010-04-15 2010-06-02 Airbus Operations Ltd Composite structure
EP3575218B1 (en) * 2010-12-31 2021-08-11 Battelle Memorial Institute Antenna comprising a layer of carbon nanotubes
US9227732B2 (en) 2011-05-23 2016-01-05 Ultra Electronics Ice, Inc. Electro-thermal ice protection system and method with serial load leveling
DE102011119844A1 (de) * 2011-05-26 2012-12-13 Eads Deutschland Gmbh Verbundstruktur mit Eisschutzvorrichtung sowie Herstellverfahren
US9327839B2 (en) * 2011-08-05 2016-05-03 General Atomics Method and apparatus for inhibiting formation of and/or removing ice from aircraft components
US9193466B2 (en) 2012-07-13 2015-11-24 Mra Systems, Inc. Aircraft ice protection system and method
WO2014017339A1 (ja) * 2012-07-25 2014-01-30 東レ株式会社 プリプレグおよび炭素繊維強化複合材料
FR2996525B1 (fr) * 2012-10-09 2014-11-28 Aircelle Sa Element constitutif d’une nacelle a protection contre le givre amelioree
KR101449204B1 (ko) * 2012-12-27 2014-10-13 주식회사 포스코 연속 탄소섬유 강화 열가소성 프리프레그의 제조 방법
ITTO20121152A1 (it) * 2012-12-27 2014-06-28 Alenia Aermacchi Spa Gondola motore per un aeromobile, dotata di un sistema integrato di protezione antighiaccio ed assorbimento acustico.
WO2014181186A2 (en) * 2013-03-15 2014-11-13 Amir Snir Methods and system for deicing a surface
GB2513652A (en) * 2013-05-03 2014-11-05 Rolls Royce Plc Vehicle composite structure
EP2910365B1 (en) 2014-02-21 2017-04-26 Airbus Operations GmbH Composite structural element and torsion box
US10368401B2 (en) 2014-06-03 2019-07-30 Aurora Flight Sciences Corporation Multi-functional composite structures
US10099434B2 (en) * 2014-09-16 2018-10-16 General Electric Company Composite airfoil structures
US10003053B2 (en) * 2015-02-04 2018-06-19 Global Web Horizons, Llc Systems, structures and materials for electrochemical device thermal management
US9840043B2 (en) 2015-02-17 2017-12-12 Bell Helicopter Textron Inc. Manufacture of thermoplastic core
US20170238367A1 (en) * 2016-02-15 2017-08-17 General Electric Company Integrated Conductive Foam Core for Composite Processing
US10457404B2 (en) 2017-01-31 2019-10-29 Wan Tony Chee Carbon nanotube anti-icing and de-icing means for aircraft
GB2561393B (en) 2017-04-13 2019-12-04 Gkn Aerospace Services Ltd Electrothermal heater
CN107386752A (zh) * 2017-07-19 2017-11-24 天津工业大学 一种具有防冰除冰功能的纤维增强复合材料塔杆
BR112020021755B1 (pt) * 2018-04-24 2022-07-05 Qarbon Aerospace (Foundation), Llc Aeroestrutura aquecida
EP3787965A4 (en) 2018-05-03 2022-05-04 Qarbon Aerospace (Foundation), LLC THERMOPLASTIC AIRCRAFT STRUCTURE WITH LOCALIZED PLY INSULATION AND METHOD OF MAKING AN AIRCRAFT STRUCTURE

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH02136232A (ja) * 1988-09-30 1990-05-24 Rockwell Internatl Corp 電流の印加により加熱され得る導電性構造複合物
US20070298663A1 (en) * 2004-05-19 2007-12-27 The Boeing Company Composite structural member having an integrated electrical circuit
JP2014531361A (ja) * 2011-09-20 2014-11-27 ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅＢｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ 統合された表面の熱管理システム
US20160343467A1 (en) * 2014-06-03 2016-11-24 Aurora Flight Sciences Corporation Multi-functional composite structures
JP2017071386A (ja) * 2015-09-23 2017-04-13 エアバス ディフェンス アンド スペース ゲーエムベーハーＡｉｒｂｕｓ Ｄｅｆｅｎｃｅ ａｎｄ Ｓｐａｃｅ ＧｍｂＨ 航空機用の電気的除氷
US20180084613A1 (en) * 2016-09-20 2018-03-22 Goodrich Corporation Thermally conductive, electrically insulating protection layer for de-icing heaters

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