(57)【要約】【課題】  航空機のウイングの防除氷のためのハイブリッドヒータシステムを提供する。【解決手段】  ハイブリッドヒータシステムは、電圧源と、カーボンナノチューブ（ＣＮＴ）ヒータと、並列構成を形成するように、ＣＮＴヒータに対して並列に配置された、第１の正の温度係数（ＰＴＣ）ヒータと、電圧源と並列構成との間に直列に配置された第２のＰＴＣヒータと、を備えている。【選択図】図１
2020040655.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機のウイングの防除氷のためのハイブリッドヒータシステムであって、前記ハイブリッドヒータシステムが、
電圧源と、
カーボンナノチューブ（ＣＮＴ）ヒータと、
並列構成を形成するように、前記ＣＮＴヒータに対して並列に配置された、第１の正の温度係数（ＰＴＣ）ヒータと、
前記電圧源と前記並列構成との間に直列に配置された第２のＰＴＣヒータと、を備える、ハイブリッドヒータシステム。
【請求項２】
前記第２のＰＴＣヒータが、防除氷のための最大の温度耐性を確立しており、
前記ハイブリッドヒータシステムが、能動的な温度制御なしで動作する、請求項１に記載のハイブリッドヒータシステム。
【請求項３】
前記第１のＰＴＣヒータと前記第２のＰＴＣヒータとが、異なる、適応された電気抵抗を有している、請求項１に記載のハイブリッドヒータシステム。
【請求項４】
前記並列構成の実効電気抵抗が、前記ＣＮＴヒータと前記第１のＰＴＣヒータとの各々の電気抵抗より小さい、請求項１に記載のハイブリッドヒータシステム。
【請求項５】
前記ＣＮＴヒータと、前記第１のＰＴＣヒータと、前記第２のＰＴＣヒータとが積層されている、航空機のウイングをさらに備える、請求項１に記載のハイブリッドヒータシステム。
【請求項６】
前記ＣＮＴヒータと前記第１のＰＴＣヒータとが、前記航空機のウイングにおける同じ層を占めており、
前記ＣＮＴヒータ及び前記第１のＰＴＣヒータによって占められた前記同じ層が、
第１の端子と、
第２の端子と、
前記第１の端子と前記第２の端子との間に延びる第１のＰＴＣ加熱要素と、
前記第１のＰＴＣ加熱要素間に交互に差し込まれるとともに、前記第１の端子と前記第２の端子との間に延びる、ＣＮＴ加熱要素と、を備える、請求項５に記載のハイブリッドヒータシステム。
【請求項７】
前記航空機のウイングが、
最外ウイング表面と、
前記最外ウイング表面及び第１のフィルム接着剤の下に位置する第１のグラスファイバプリプレグ層と、
前記第１のグラスファイバプリプレグ層及び第２のフィルム接着剤の下に位置する第１のヒータ層であって、前記第１のヒータ層が、前記ＣＮＴヒータのＣＮＴ加熱要素と、前記第１のＰＴＣヒータの第１のＰＴＣ加熱要素とを備える、前記第１のヒータ層と、
前記第１のヒータ層及び第３のフィルム接着剤の下に位置する第２のヒータ層であって、前記第２のヒータ層が前記第２のＰＴＣヒータを備える、前記第２のヒータ層と、
前記第２のヒータ層及び第４のフィルム接着剤の下に位置する第２のグラスファイバプリプレグ層と、を備える、請求項５に記載のハイブリッドヒータシステム。
【請求項８】
前記ＣＮＴヒータと前記第１のＰＴＣヒータとが、前記航空機のウイングにおける異なる層を占めている、請求項５に記載のハイブリッドヒータシステム。
【請求項９】
前記航空機のウイングが、
最外ウイング表面と、
前記最外ウイング表面及び第１のフィルム接着剤の下に位置する第１のグラスファイバプリプレグ層と、
前記第１のグラスファイバプリプレグ層及び第２のフィルム接着剤の下に位置する第１のヒータ層であって、前記第１のヒータ層が、前記ＣＮＴヒータを備える、前記第１のヒータ層と、
前記第１のヒータ層及び第３のフィルム接着剤の下に位置する第２のヒータ層であって、前記第２のヒータ層が、前記第１のＰＴＣヒータまたは前記第２のＰＴＣヒータの一方を備える、前記第２のヒータ層と、
前記第２のヒータ層及び第４のフィルム接着剤の下に位置する第３のヒータ層であって、前記第３のヒータ層が、前記第１のＰＴＣヒータまたは前記第２のＰＴＣヒータの他方を備える、前記第３のヒータ層と、
前記第３のヒータ層及び第５のフィルム接着剤の下に位置する第２のグラスファイバプリプレグ層と、を備える、請求項５に記載のハイブリッドヒータシステム。
【請求項１０】
航空機のウイングの防除氷のためのハイブリッドヒータシステムであって、前記ハイブリッドヒータシステムが、
電圧源と、
カーボンナノチューブ（ＣＮＴ）加熱要素を備えるＣＮＴヒータと、
並列構成を形成するように、前記ＣＮＴヒータに対して並列に配置された、第１の正の温度係数（ＰＴＣ）ヒータであって、
前記第１のＰＴＣヒータが、第１の航空機のウイング層内で、前記ＣＮＴ加熱要素と交互に差し込まれた第１のＰＴＣ加熱要素を備える、前記第１のＰＴＣヒータと、
第２の航空機のウイング層内に、前記電圧源と前記並列構成との間に直列に配置された第２のＰＴＣヒータと、を備える、ハイブリッドヒータシステム。
【請求項１１】
前記第２のＰＴＣヒータが、防除氷のための最大の温度耐性を確立しており、
前記ハイブリッドヒータシステムが、能動的な温度制御なしで動作する、請求項１０に記載のハイブリッドヒータシステム。
【請求項１２】
前記第１のＰＴＣヒータと前記第２のＰＴＣヒータとが、異なる、適応可能である電気抵抗を有している、請求項１０に記載のハイブリッドヒータシステム。
【請求項１３】
前記並列構成の実効電気抵抗が、前記ＣＮＴヒータと前記第１のＰＴＣヒータとの各々の電気抵抗より小さい、請求項１０に記載のハイブリッドヒータシステム。
【請求項１４】
前記第１の航空機のウイング層が、第１の端子と第２の端子とを備え、これらの間に、交互に介在された前記ＣＮＴ加熱要素及び前記第１のＰＴＣ加熱要素が延びている、請求項１０に記載のハイブリッドヒータシステム。
【請求項１５】
前記第２の航空機のウイング層が、前記第１の航空機のウイング層の下に位置している、請求項１０に記載のハイブリッドヒータシステム。
【請求項１６】
航空機のウイングの防除氷のためのハイブリッドヒータシステムであって、前記ハイブリッドヒータシステムが、
電圧源と、
第１の航空機のウイング層内のカーボンナノチューブ（ＣＮＴ）ヒータと、
第２の航空機のウイング層または第３の航空機のウイング層との一方内に、並列構成を形成するように、前記ＣＮＴヒータに対して並列に配置された、第１の正の温度係数（ＰＴＣ）ヒータと、
前記第２の航空機のウイング層と前記第３の航空機のウイング層との他方内に、前記電圧源と前記並列構成との間に直列に配置された第２のＰＴＣヒータと、を備える、ハイブリッドヒータシステム。
【請求項１７】
前記第２のＰＴＣヒータが、防除氷のための最大の温度能力を確立しており、
前記ハイブリッドヒータシステムが、能動的な温度制御なしで動作する、請求項１６に記載のハイブリッドヒータシステム。
【請求項１８】
前記第１のＰＴＣヒータと前記第２のＰＴＣヒータとが、異なる、適応可能である電気抵抗を有している、請求項１６に記載のハイブリッドヒータシステム。
【請求項１９】
前記並列構成の実効電気抵抗が、前記ＣＮＴヒータと前記第１のＰＴＣヒータとの各々の電気抵抗より小さい、請求項１６に記載のハイブリッドヒータシステム。
【請求項２０】
前記第３の航空機のウイング層が、前記第２の航空機のウイング層の下に位置し、前記第２の航空機のウイング層が、前記第１の航空機のウイング層の下に位置している、請求項１６に記載のハイブリッドヒータシステム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
［関連出願の相互参照］
本出願は、２０１８年９月１３日に出願された、印国特許出願第２０１８１１０３４５７２号の利益を主張する。この特許出願は、本明細書で参照することにより、その全体が組み込まれる。
【０００２】
以下の詳細な説明は、航空機のウイングの防除氷に関し、より詳細には、航空機のウイングの防除氷のためのハイブリッドヒータに関する。
【背景技術】
【０００３】
航空機のウイングの防除氷システムは、防氷または除氷のための様々なヒータ技術を使用する。これら様々なヒータ技術の内、電熱加熱のためにカーボンナノチューブ（ＣＮＴ）が採用される。ＣＮＴが電熱加熱用途に採用される場合、ＣＮＴ／シリコンのナノコンポジットにおけるＣＮＴの、一定の容量のパーセンテージにおいて、ナノコンポジットの負の温度係数（ＮＴＣ）が低減され、その抵抗が、より高い温度で安定したことが見出されている。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
本発明は、航空機のウイングの防除氷のためのハイブリッドヒータシステムを提供する。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本開示の態様によれば、航空機のウイングの防除氷のためのハイブリッドヒータシステムが提供されている。ハイブリッドヒータシステムは、電圧源と、カーボンナノチューブ（ＣＮＴ）ヒータと、並列構成を形成するように、ＣＮＴヒータに対して並列に配置された、第１の正の温度係数（ＰＴＣ）ヒータと、電圧源と並列構成との間に直列に配置された第２のＰＴＣヒータと、を含んでいる。
【０００６】
追加の、または代替的な実施形態によれば、第２のＰＴＣヒータは、防除氷のための最大の温度耐性を確立しており、ハイブリッドヒータシステムは、能動的な温度制御なしで動作する。
【０００７】
追加の、または代替的な実施形態によれば、第１のＰＴＣヒータと第２のＰＴＣヒータとは、異なる、適応された電気抵抗を有している。
【０００８】
追加の、または代替的な実施形態によれば、並列構成の実効電気抵抗は、ＣＮＴヒータと第１のＰＴＣヒータとの各々の電気抵抗より小である。
【０００９】
追加の、または代替的な実施形態によれば、ＣＮＴヒータと、第１のＰＴＣヒータと、第２のＰＴＣヒータとは、航空機のウイング内で積層されている。
【００１０】
追加の、または代替的な実施形態によれば、ＣＮＴヒータと第１のＰＴＣヒータとは、航空機のウイングにおける同じ層を占めており、ＣＮＴヒータと第１のＰＴＣヒータとによって占められた同じ層は、第１の端子と、第２の端子と、第１の端子と第２の端子との間に延びる第１のＰＴＣ加熱要素と、第１のＰＴＣ加熱要素間に交互に差し込まれるとともに、第１の端子と第２の端子との間に延びる、ＣＮＴ加熱要素と、を含んでいる。
【００１１】
追加の、または代替的な実施形態によれば、航空機のウイングは、最外ウイング表面と、最外ウイング表面及び第１のフィルム接着剤の下に位置する第１のグラスファイバプリプレグ層と、第１のグラスファイバプリプレグ層及び第２のフィルム接着剤の下に位置する第１のヒータ層であって、第１のヒータ層が、ＣＮＴヒータのＣＮＴ加熱要素と、第１のＰＴＣヒータの第１のＰＴＣ加熱要素とを備える、第１のヒータ層と、第１のヒータ層及び第３のフィルム接着剤の下に位置する第２のヒータ層であって、第２のヒータ層が第２のＰＴＣヒータを含む、第２のヒータ層と、第２のヒータ層及び第４のフィルム接着剤の下に位置する第２のグラスファイバプリプレグ層と、を含んでいる。
【００１２】
追加の、または代替的な実施形態によれば、ＣＮＴヒータと第１のＰＴＣヒータとは、航空機のウイングにおける異なる層を占めている。
【００１３】
追加の、または代替的な実施形態によれば、航空機のウイングは、最外ウイング表面と、最外ウイング表面及び第１のフィルム接着剤の下に位置する第１のグラスファイバプリプレグ層と、第１のグラスファイバプリプレグ層及び第２のフィルム接着剤の下に位置する第１のヒータ層であって、第１のヒータ層が、ＣＮＴヒータを備える、第１のヒータ層と、第１のヒータ層及び第３のフィルム接着剤の下に位置する第２のヒータ層であって、第２のヒータ層が、第１のＰＴＣヒータまたは第２のＰＴＣヒータの一方を備える、第２のヒータ層と、第２のヒータ層及び第４のフィルム接着剤の下に位置する第３のヒータ層であって、第３のヒータ層が、第１のＰＴＣヒータまたは第２のＰＴＣヒータの他方を備える、第３のヒータ層と、第３のヒータ層及び第５のフィルム接着剤の下に位置する第２のグラスファイバプリプレグ層と、を含んでいる。
【００１４】
本開示の態様によれば、航空機のウイングの防除氷のためのハイブリッドヒータシステムが提供されている。ハイブリッドヒータシステムは、電圧源と、カーボンナノチューブ（ＣＮＴ）加熱要素を備えるＣＮＴヒータと、並列構成を形成するように、ＣＮＴヒータに対して並列に配置された、第１の正の温度係数（ＰＴＣ）ヒータと、を含んでいる。第１のＰＴＣヒータは、第１の航空機のウイング層内で、ＣＮＴ加熱要素と交互に差し込まれた第１のＰＴＣ加熱要素と、第２の航空機のウイング層内に、電圧源と並列構成との間に直列に配置された第２のＰＴＣヒータと、を含んでいる。
【００１５】
追加の、または代替的な実施形態によれば、第２のＰＴＣヒータは、防除氷のための最大の温度耐性を確立しており、ハイブリッドヒータシステムは、能動的な温度制御なしで動作する。
【００１６】
追加の、または代替的な実施形態によれば、第１のＰＴＣヒータと第２のＰＴＣヒータとは、異なる、適応可能である電気抵抗を有している。
【００１７】
追加の、または代替的な実施形態によれば、並列構成の実効電気抵抗は、ＣＮＴヒータと第１のＰＴＣヒータとの各々の電気抵抗より小である。
【００１８】
追加の、または代替的な実施形態によれば、第１の航空機のウイング層が、第１の端子と第２の端子とを含み、これらの間に、交互に介在されたＣＮＴ加熱要素と第１のＰＴＣ加熱要素とが延びている。
【００１９】
追加の、または代替的な実施形態によれば、第２の航空機のウイング層は、第１の航空機のウイング層の下に位置している。
【００２０】
本開示の態様によれば、航空機のウイングの防除氷のためのハイブリッドヒータシステムが提供されている。ハイブリッドヒータシステムは、電圧源と、第１の航空機のウイング層内のカーボンナノチューブ（ＣＮＴ）ヒータと、第２の航空機のウイング層または第３の航空機のウイング層の一方内に、並列構成を形成するように、ＣＮＴヒータに対して並列に配置された、第１の正の温度係数（ＰＴＣ）ヒータと、第２の航空機のウイング層と第３の航空機のウイング層との他方内に、電圧源と並列構成との間に直列に配置された第２のＰＴＣヒータと、を含んでいる。
【００２１】
追加の、または代替的な実施形態によれば、第２のＰＴＣヒータは、防除氷のための最大の温度耐性を確立しており、ハイブリッドヒータシステムは、能動的な温度制御なしで動作する。
【００２２】
追加の、または代替的な実施形態によれば、第１のＰＴＣヒータと第２のＰＴＣヒータとは、異なる、適応可能である電気抵抗を有している。
【００２３】
追加の、または代替的な実施形態によれば、並列構成の実効電気抵抗は、ＣＮＴヒータと第１のＰＴＣヒータとの各々の電気抵抗より小である。
【００２４】
追加の、または代替的な実施形態によれば、第３の航空機のウイング層は、第２の航空機のウイング層の下に位置し、第２の航空機のウイング層は、第１の航空機のウイング層の下に位置している。
【００２５】
これら及び他の利点及び特徴は、図面と関連して取られる以下の詳細な説明からより明らかとなるであろう。
【００２６】
本開示として考えられる主題は、本明細書のまとめにおいて、具体的に指摘されるとともに、特許請求の範囲においてはっきりと請求される。本開示の、前述及び他の特徴及び利点は、添付図面と合わせて、以下の詳細な説明から明らかとなる。
【図面の簡単な説明】
【００２７】
【図１】各実施形態に係る、ハイブリッドヒータシステムの回路の概略図である。
【図２】各実施形態に係る、航空機のウイングの構造のレイアウトである。
【図３】各実施形態に係る、図２の航空機のウイングの構造の層の概略図である。
【図４】各実施形態に係る、航空機のウイングの構造のレイアウトである。
【発明を実施するための形態】
【００２８】
これら及び他の利点及び特徴は、図面と関連して取られる以下の詳細な説明からより明らかとなるであろう。
【００２９】
カーボンナノチューブ（ＣＮＴ）の有用性が理解されるにつれて、可変抵抗の能力を有するＣＮＴヒータが、抵抗が低減され、必要な位置において最適に加熱されるシステムを得るために、採用されてきている。その間、より低い温度でより迅速な加熱を可能にしつつ、ヒータの耐用年数を増大させるための、ヒータの温度の制限により、過熱も避けるシステムが、依然として必要とされている。センサに基づくフィードバックシステムが、過熱を避けるために利用可能である一方、温度変化に基づく電流及び出力の制御を行う、利用可能な現行のシステムは存在しない。
【００３０】
このため、以下に記載するように、カーボンブラックとポリマとのコンポジットに基づく、第１の正の温度係数（ＰＴＣ）ヒータ及び第２の正の温度係数（ＰＴＣ）ヒータが、航空機のウイングの防除氷システムにおいて提供されている。このシステムでは、第１のＰＴＣヒータが、ＣＮＴヒータと並列に接続され、第２のＰＴＣヒータが、並列なＰＴＣヒータ及びＣＮＴヒータと直列に接続されている。これにより、温度変化に基づく、ヒータアセンブリへの電流の制御が可能になる。第１のＰＴＣヒータ及び第２のＰＴＣヒータの電気抵抗の特性（すなわち、これらヒータのそれぞれのカーボンの含有量のパーセンテージ）を、防氷及び除氷の操作のために必要な、要求される加熱プロファイルに基づき、適応させることができる。
【００３１】
図１を参照すると、ハイブリッドヒータシステム１０１が、複数層（図２及び図４を参照）で形成された航空機のウイングの防除氷のために提供されている。ハイブリッドヒータシステム１０１は、電圧源１０２と、カーボンナノチューブ（ＣＮＴ）ヒータ１０３と、このＣＮＴヒータ１０３に対して並列に配置されて、並列構成１０５を形成する、第１の正の温度係数（ＰＴＣ）ヒータ１０４と、第２のＰＴＣヒータ１０６と、を含んでいる。第２のＰＴＣヒータ１０６は、電圧源１０２と並列構成１０５との間に直列に配置されている。
【００３２】
第１のＰＴＣヒータ１０４と第２のＰＴＣヒータ１０６とは、異なる電気抵抗の特性を有しており、また、第１のＰＴＣヒータ１０４と第２のＰＴＣヒータ１０６との各々の電気抵抗は、所望であるか要求される温度プロファイルに従って適応させるか、カスタマイズすることができる。ＣＮＴヒータ１０３と第１のＰＴＣヒータ１０４との並列構成の有効な抵抗は、これらの個別の抵抗の両方よりも小であり、このことは、ＣＮＴヒータ１０３のみに電流が供給される場合に別様に可能であるよりも速い加熱能力を確実にする。第２のＰＴＣヒータ１０６の抵抗は、特に、ハイブリッドヒータシステム１０１の回路の全体の抵抗が、比較的低い温度で、ＣＮＴヒータ１０３の抵抗より低くでき、また、比較的高温で最大に増大するように、適応させることができる。したがって、ハイブリッドヒータシステム１０１の回路の、最初は低い抵抗が、迅速な加熱に繋がり得る。また、比較的高い温度において、第２のＰＴＣヒータ１０６の抵抗は、最大に増大して、それにより、回路への電力の入力を制限する。こうして、過熱を防止し、電力を節約するように、最大のヒータ温度が制限される。すなわち、第１のＰＴＣヒータ１０４及び第２のＰＴＣヒータ１０６は、自己規制機能を有効に実施して、一様な温度を提供し、航空機のウイングの表面上の高温または低温のスポットを避ける。
【００３３】
換言すると、第１のＰＴＣヒータ１０４と第２のＰＴＣヒータ１０６とが異なる、適応された電気抵抗を有する、図１のハイブリッドヒータシステム１０１に関し、第２のＰＴＣヒータ１０６は、防除氷のための最大の温度耐性を確立し、ハイブリッドヒータシステム１０１は、能動的な温度制御なしで動作する。さらに、並列構成１０５の実効電気抵抗は、ＣＮＴヒータ１０３と第１のＰＴＣヒータ１０４との各々の電気抵抗より小である。
【００３４】
図２を参照すると、航空機のウイング２０１は、ＣＮＴヒータ１０３と、第１のＰＴＣヒータ１０４と、第２のＰＴＣヒータ１０６とが積層された積層構造として提供されている。
【００３５】
図２に示すように、航空機のウイング２０１は、最外ウイング表面２０２と、最外ウイング表面２０２及び第１のフィルム接着剤２０４の下に位置する第１のグラスファイバプリプレグ層２０３と、第１のグラスファイバプリプレグ層２０３及び第２のフィルム接着剤２０６の下に位置する第１のヒータ層２０５と、第１のヒータ層２０５及び第３のフィルム接着剤２０８の下に位置する第２のヒータ層２０７と、第２のヒータ層２０７及び第４のフィルム接着剤２１０の下に位置する第２のグラスファイバプリプレグ層２０９と、を含んでいる。
【００３６】
引き続き図２を参照しつつ、図３をさらに参照すると、第１のヒータ層２０５は、第１の端子３０１と、この第１の端子３０１とは反対側の第２の端子３０２と、第１のＰＴＣヒータ１０４（図１参照）の第１のＰＴＣ加熱要素３０３と、ＣＮＴヒータ１０３（図１参照）のＣＮＴ加熱要素３０４とを含んでいる。第１のＰＴＣ加熱要素３０３は、第１の端子３０１と第２の端子３０２との間に長手方向に延び、ＣＮＴ加熱要素３０４は、第１のＰＴＣ加熱要素３０３間に交互に差し込まれるとともに、第１の端子３０１と第２の端子３０２との間に長手方向に延びている。
【００３７】
このため、図２及び図３の実施形態では、第１のＰＴＣ加熱要素３０３とＣＮＴ加熱要素３０４とが、航空機のウイング２０１の同じヒータ層に設けられており、第２のヒータ層２０７は、第２のＰＴＣヒータ１０６を含んでいる。
【００３８】
図４を参照すると、航空機のウイング４０１は、ＣＮＴヒータ１０３と、第１のＰＴＣヒータ１０４と、第２のＰＴＣヒータ１０６とが積層された積層構造として提供されている。
【００３９】
図４に示すように、航空機のウイング４０１は、最外ウイング表面４０２と、最外ウイング表面４０２及び第１のフィルム接着剤４０４の下に位置する第１のグラスファイバプリプレグ層４０３と、ＣＮＴヒータ１０３（図１参照）を含み、第１のグラスファイバプリプレグ層４０３及び第２のフィルム接着剤４０６の下に位置する第１のヒータ層４０５と、第１のＰＴＣヒータ１０４または第２のＰＴＣヒータ１０６（図１参照）の一方を含み、第１のヒータ層４０５及び第３のフィルム接着剤４０８の下に位置する第２のヒータ層４０７と、第１のＰＴＣヒータ１０４または第２のＰＴＣヒータ１０６（図１参照）の他方を含み、第２のヒータ層４０７及び第４のフィルム接着剤４１０の下に位置する第３のヒータ層４０９と、第３のヒータ層４０９及び第５のフィルム接着剤４１２の下に位置する第２のグラスファイバプリプレグ層４１１と、を含んでいる。
【００４０】
このため、図４の実施形態では、ＣＮＴヒータ１０３と、第１のＰＴＣヒータ１０４と、第２のＰＴＣヒータ１０６とが、すべて、航空機のウイング４０１の異なる層を占めている。
【００４１】
本開示の技術的な効果及び利益は、ハイブリッドヒータシステムの有効な抵抗を調整及び制御するために、ＣＮＴヒータとＰＴＣヒータとの組合せを、回路アーキテクチャに設けることと、最大の加熱温度を制限するように、自己調整特性のためにＰＴＣヒータを使用することと、始動時における、より迅速な初期加熱のために、回路にＰＴＣヒータ及びＣＮＴヒータを設けることと、ヒータの保護のための温度制御ユニットの除去を可能にする設計と、低温条件及び高温条件における、一定の加熱特性を得るために、異なる層に異なるＰＴＣ材料特性を使用することと、ウイングの外側表面への、熱の伝達を向上させるために、熱伝導性の高い接着剤で層状のヒータをスタックすることと、である。
【００４２】
本開示が、限られた数の実施形態のみに関して詳細に提供されているが、本開示が、そのような開示の実施形態に限定されないことは、容易に理解されるものとする。むしろ、本開示は、前述されていないが、本開示の趣旨及び範囲と同等の、任意の数の変形形態、変更形態、置換形態、または、均等の構成を組み込むように変更することができる。さらに、本開示の様々な実施形態を記載してきたが、例示的実施形態（複数可）が、記載の例示的態様のいくつかのみを含む場合があることを理解されたい。したがって、本開示は、前述の記載によって限定されるものとは見られないが、添付の特許請求の範囲の範囲によってのみ限定される。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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