(57)【要約】      （修正有）【課題】外部機器または熱源を必要とせずに、実質的に任意の場所に加熱素子を据え付けまたは交換できるシステム及び方法を提供する。【解決手段】構成要素１４上の表面に接着接合されるように適合された少なくとも１つの加熱素子１６と、電源から加熱素子への電流の流れおよび持続時間を制御する手段１８とを含む。制御手段は加熱素子を表面に接合するために接着剤を硬化するための第１の加熱サイクルを含み、表面に防除氷をもたらすための第２の加熱サイクルを有する。【選択図】図２
2014019432.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
構成要素を電気的に加熱するためのシステムであって、
前記構成要素の表面に接着接合されるように適合された少なくとも１つの抵抗性加熱素子と、
電源から前記加熱素子への電流の流れおよび持続時間を制御する手段であって、前記加熱素子を前記表面に接合するために接着剤を硬化するための第１の加熱サイクルと、前記表面に防除氷をもたらすための少なくとも第２の加熱サイクルとを有する、前記制御手段と
を備えるシステム。
【請求項２】
温度フィードバック信号を発生して前記制御手段に伝えるための少なくとも１つの検出デバイスをさらに備える、請求項１記載のシステム。
【請求項３】
前記少なくとも１つの検出デバイスが前記加熱素子内に埋め込まれた、請求項２記載のシステム。
【請求項４】
前記制御手段がプログラム可能である、請求項１記載のシステム。
【請求項５】
前記電源が、前記第１および第２の加熱サイクルのために前記加熱素子に電力を供給する、請求項１記載のシステム。
【請求項６】
前記加熱素子への前記電流の前記流れおよび持続時間を調節するために、前記制御手段で制御されるように適合された加熱制御ユニットをさらに備える、請求項１記載のシステム。
【請求項７】
前記制御手段が前記加熱制御ユニットを制御するように適合された主制御ユニットを備え、前記主制御ユニットはプログラマブルデバイスである、請求項６記載のシステム。
【請求項８】
前記主制御ユニットは、第１および第２の加熱サイクルが予めプログラムされた常駐ソフトウェアを備える、請求項７記載のシステム。
【請求項９】
前記主制御ユニットは、除氷のためのサイクルおよび防氷のためのサイクルがプログラムされた、請求項７記載のシステム。
【請求項１０】
前記加熱素子は前記表面に接合され、前記構成要素は航空機エンジンの吸気口端部である、請求項１記載のシステム。
【請求項１１】
前記加熱素子は前記表面に接合され、前記構成要素は航空機のエアフォイル、翼、またはフェアリングからなる群から選択される、請求項１記載のシステム。
【請求項１２】
請求項１記載の前記システムを前記表面に取り付ける方法であって、
前記加熱素子の第１の側に接着剤を設けるステップと、
前記接着剤を用いて前記加熱素子を前記表面に付着するステップと、
前記加熱素子の第２の側に圧力を加えるステップと、
前記接着剤を硬化しそれによって前記加熱素子を前記表面に接合するために、前記加熱素子を用いて熱を発生するように前記制御手段を動作させるステップと、
氷の蓄積を防止し、または前記構成要素から氷を除去するために、前記加熱素子を用いて熱を発生するように前記制御手段を動作させるステップと
を含む方法。
【請求項１３】
抵抗性加熱素子の第１の側に接着剤を設けるステップと、
前記加熱素子を構成要素の表面に付着するステップと、
前記加熱素子の第２の側に圧力を加えるステップと、
前記接着剤を硬化しそれによって前記加熱素子を前記表面に接合するために、前記加熱素子を用いて熱を発生するステップと、
氷の蓄積を防止するまたは前記構成要素から氷を除去する防除氷をもたらすために、前記加熱素子を用いて熱を発生するステップと
を含む方法。
【請求項１４】
前記加熱素子を動作させるために供給される電力が、前記加熱素子を接合することおよび防除氷をもたらすことの両方のために電流を供給する電源によって与えられる、請求項１３記載の方法。
【請求項１５】
前記加熱素子は前記表面に接合され、前記構成要素は航空機エンジンの吸気口端部である、請求項１３記載の方法。
【請求項１６】
少なくとも１つの検出デバイスから受け取った温度情報を用いて、前記発生するステップを制御するステップをさらに含む、請求項１２記載の方法。
【請求項１７】
前記少なくとも１つの検出デバイスが前記加熱素子内に埋め込まれた、請求項１６記載の方法。
【請求項１８】
前記加熱素子が、電源から前記加熱素子への電流の流れおよび持続時間を制御する手段を備える防除氷システムの構成要素である、請求項１２記載の方法。
【請求項１９】
硬化サイクル、および少なくとも１つの防除氷サイクルを記憶し実行するように前記制御手段をプログラムするステップをさらに含む、請求項１８記載の方法。
【請求項２０】
前記少なくとも１つの防除氷サイクルが、除氷サイクルおよび防氷サイクルを含む、請求項１９記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は一般に電気抵抗加熱素子に関し、より詳細には航空機上のナセルおよびエアフォイル防除氷のために用いられる加熱素子に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機のエアフォイル、飛行制御面、および他の空気力学的表面（ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ  （ａｅｒｏ）  ｓｕｒｆａｃｅ）上への着氷は、それらの形状および輪郭を変化させ、これは航空機の制御に干渉を及ぼし制御不能につながり得る。さらにナセル、またはナセルの吸気口端部によって画定されるエンジン吸気口上への着氷は、流れの擾乱および氷の吸い込みを引き起こし得る。これらの理由により、凍結条件または高い高度で飛行することが予想される航空機は一般に、氷の蓄積を除去（除氷）し、かつ／または氷の蓄積を防止（防氷）するように動作する防除氷システムが装備される。このようなシステムは熱的なものであり電気加熱素子を含み得る。
【０００３】
通常はナセルまたはエアフォイル保護のために用いられる電気抵抗加熱素子は、空気力学面のモールドライン側の内部または内側に取り付けられる。これらの素子はしばしば、硬化サイクルにて熱および圧力を用いて表面に接着接合される。これまでは、加熱素子を表面に接合するために用いられる熱および圧力は通常は、炉またはオートクレーブなどの独立した外部供給源によって供給される。このような外部供給源は、有効な接合を達成するためにそれ自体の硬化サイクル制御を有する。別法として加熱素子は、製作時に空気力学面の積層され接合された構造の一部として形成することができる。
【０００４】
従来は加熱素子を空気力学面に接合するために用いられる熱および圧力の外部供給源は、大型で高価な資本設備である。このような機器はしばしば複雑であり、接着剤、および一緒に接合される材料に対して接合プロセスが適切となるのを確実にするために独立にプログラムしなければならない。さらに、接合が行われる間に加熱素子および空気力学面の様々な部分を輸送し支持するためのツールおよび他の機器が必要である。
【０００５】
高価であり時間がかかることに加えて上述のタイプのプロセスは、その作業のために必要な機器および／または専門的技術が直ちに利用可能でない場所での現場修理が必要な場合は、実行不可能となり得る。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】米国特許出願公開第２０１１／００１０９６９号明細書
【発明の概要】
【０００７】
本発明は表面上、たとえば航空機のナセル吸気口端部または他の空気力学面上に、電気抵抗加熱素子を据え付けるためのシステムおよび方法を提供する。さらに本発明は、このような方法において加熱素子として用いるために適合されたデバイスを提供する。
【０００８】
本発明の第１の態様によれば、構成要素を電気的に加熱するためのシステムは、接着剤を用いて表面に接着接合されるように適合された加熱素子と、電源から加熱素子への電流の流れおよび電流持続時間を制御する手段とを含む。制御手段は、加熱素子を表面に接合するために接着剤を硬化するように適合された第１の加熱サイクルと、第１の加熱サイクルとは異なり、表面に防除氷をもたらすように適合された第２の加熱サイクルとを有する。
【０００９】
本発明の第２の態様によれば、加熱素子を表面に取り付ける方法は、加熱素子の第１の側に接着剤を設けるステップと、接着剤を用いて加熱素子を表面に付着するステップとを含む。加熱素子の第２の側に圧力が印加されている間に、接着剤を硬化しそれによって加熱素子を表面に接合するように適合された第１の加熱サイクルを行うために、加熱素子を用いて熱が発生される。その後に加熱素子を用いて、第１の加熱サイクルとは異なり、表面に防除氷をもたらす第２の加熱サイクルを行うことができる。
【００１０】
本発明の技術的効果は、外部機器または熱源を必要とせずに、実質的に任意の場所に加熱素子を据え付けまたは交換することを可能にできることである。さらに本発明は、加熱素子の接合および防除氷機能のための制御された加熱サイクルをもたらすために、防除氷システムのコントローラと、加熱素子内のまたは加熱素子に関連する温度制御デバイスとに、関連付けられたソフトウェアを用いることを可能にする。
【００１１】
本発明の他の態様および利点については以下の詳細な説明からさらに理解されよう。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】本発明を実施することができる航空機エンジンを概略的に示す図である。
【図２】加熱素子とそのための制御システムとを備える、防除氷システムを概略的に示す図である。
【図３】図２の加熱素子の一部分のより詳細な図を概略的に示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
本発明は一般に、表面上に電気加熱素子を据え付け動作させる方法に関する。具体的には本発明は、航空機用の防除氷システムの一部として、空気力学面たとえばナセル、エアフォイル、翼前縁、フェアリング、および航空機の他の同様な構成要素に防除氷をもたらすことができる、電気加熱素子およびシステムに関する。しかし他の用途も考えられ、したがって本明細書で述べられる実施形態は、本発明の範囲を空気力学面に限定するものと見なされるべきではない。
【００１４】
図１には、高バイパスターボファンエンジン１０の非限定的な例が示される。空気はエンジン吸気口１２を通ってエンジン１０内に吸い込まれ、エンジン吸気口１２の前縁はエンジンナセルの吸気口端部によって画定される。吸気口端部１２は、エンジン１０が地上にある間および特に飛行条件下で、氷結条件を受ける。図２は、図１のエンジン１０の吸気口端部１２の場合などの、吸気口端部区間３０に取り付けられた少なくとも１つの抵抗性加熱素子１６を備える、防除氷システム１４を示す。図３は、図２の逆の角度から見た加熱素子１６のより詳細な図を示す。加熱素子１６は、やはり吸気口端部区間３０に搭載することができる他の加熱素子（図示せず）とは独立に動作するように適合させることができる。区間３０には、図１の吸気口１２を完全に覆うように十分な数の加熱素子１６を設けることが好ましい。加熱素子１６がそれに固定された状態で吸気口端部区間３０は、氷の蓄積を除去（除氷）する、およびより好ましくは氷の蓄積を防止（防氷）するためにエンジン吸気口１２に配置することができる。
【００１５】
加熱素子１６に適した設計および材料は、当技術分野で知られている様々な電気加熱素子を含む。図２および図３に示される加熱素子１６は、米国仮出願第６１／６７１，２１８号に開示されたタイプの例示の抵抗性加熱素子を表し、加熱素子構造の設計および材料に関するその内容を参照により本明細書に組み込む。加熱素子１６は、温度フィードバック信号を生じるように加熱素子１６内に埋め込まれた、たとえば抵抗温度検出器（ｒｅｓｉｓｔａｎｃｅ  ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ  ｄｅｔｅｃｔｏｒ：ＲＴＤ）、熱電対など、１つまたは複数の一体化された温度センサ（図示せず）を有する構造をもつことが好ましい。
【００１６】
図２はさらに、加熱素子１６に供給される電流のレベルおよび持続時間を制御することにより素子１６によって発生される熱を調節するために、配線２０によって加熱素子１６と温度センサとに接続された加熱制御ユニット（ｈｅａｔｉｎｇ  ｃｏｎｔｒｏｌ  ｕｎｉｔ：ＨＣＵ）１８を示す。ＨＣＵ１８はさらに、ＨＣＵ１８を電源（図示せず）に接続するように適合された電源ハーネス２２と、ＨＣＵ１８を主制御ユニット（ｍａｉｎ  ｃｏｎｔｒｏｌ  ｕｎｉｔ：ＭＣＵ）２６に接続する第２の電源ハーネス２４とに接続されているのが示される。電源ハーネス２２を通してＨＣＵ１８に供給される電力はたとえば、図１に示されるタイプの航空機エンジン上で通常利用可能な１１５ＶＡＣとすることができる。ＭＣＵ２６は、ＨＣＵ１８したがって加熱素子１６を制御するように適合された常駐ソフトウェアを有するプログラマブルデバイスであることが好ましい。当業者はこのようなソフトウェアを理解しているので、本明細書ではさらに詳述しない。ＭＣＵ２６からハーネス２４を通して送られる制御信号は、たとえば２８ＶＤＣとすることができるが、より高いまたはより低い電圧も考えられる。
【００１７】
動作時にはＭＣＵ２６、ＨＣＵ１８、加熱素子１６、および温度センサは相互に作用して、加熱素子１６によって発生される熱およびその結果として、加熱素子１６に関連付けられた温度センサによって検出される吸気口端部区間３０の温度を調節する。加熱素子１６に供給される電流のレベルおよび持続時間はＨＣＵ１８によって調節され、ＨＣＵ１８は温度フィードバック信号の補助を受けてＭＣＵ２６によって制御される。
【００１８】
本発明の好ましい一態様はそれによって加熱素子１６が、吸気口端部区間３０の表面などの、表面に接合される方法である。より具体的には、所望の防氷および除氷機能をもたらすように加熱素子１６への電流の流れを制御することに加えて、ＨＣＵ１８およびＭＣＵ２６は、加熱素子１６を吸気口端部区間３０に接合することができる硬化サイクル時に、加熱素子１６が熱を発生することを可能にするように加熱素子１６を制御するように適合される。したがって加熱素子１６は、共にＭＣＵ２６内にプログラムされた、少なくとも１つの防除氷サイクルと、別の異なる硬化サイクルとの両方で利用されるように適合される。加熱素子１６を吸気口端部区間３０（または他の適当な表面）、より具体的には吸気口端部区間３０の内面に接合するために用いられる加熱素子１６の表面は、接合の前に清浄化されることが好ましい。この表面すなわち吸気口端部区間３０の内面には、フィルム状接着剤（図示せず）を付着することができる。好ましい接着剤は非限定的に、Ａｌ2Ｏ3またはＳｉＣなどの高い熱伝導性と電気絶縁特性を有するセラミックを含む１つまたは複数の充填剤を含むことができる、シリコーンゴムから構成される。次いで加熱素子１６は、吸気口端部区間３０の内面に接して配置される。
【００１９】
好ましくは、加熱素子１６上のそれが接合される表面と反対側に、圧力パッド（図示せず）が配置される。圧力パッドは接着剤硬化プロセス時に、適切な締め付け圧力、好ましくは約１５から９０ｐｓｉを生じる。圧力パッドは、重りまたは真空バッグなど非常に簡単な装置でよい。加熱素子１６に十分な圧力が加えられた後に、加熱素子１６を吸気口端部区間３０に接合するために硬化サイクルを行うことができる。この目的のために、エンジン動作時に防除氷（除氷および／または防氷）サイクルを行うように加熱素子１６を動作させるために用いられるように、加熱素子１６は、硬化サイクルを行うためにＨＣＵ１８を通して同じ配線ハーネス２２および２４により電源およびＭＣＵ２６に接続することができる。硬化サイクル時には接着剤は、加硫を受け架橋または重合される。このような接合プロセスは加熱素子１６への圧力の印加を含むことが好ましく、これは炉またはオートクレーブなどの追加的な外部の熱源を必要とせずに、簡単な圧力パッドと、加熱素子１６によって発生される熱とを組み合わせて、印加することができる。硬化サイクルの最適な温度、持続時間、および圧力の設定は、用いられる特定の接着剤の硬化特性によって決まる。非限定的な例としてＭＣＵ２６は、加熱素子１６と吸気口端部区間３０の間に配置された接着剤フィルムを硬化させるために４５ｐｓｉの圧力下で、加熱素子１６は４５分間で約１２０°Ｆ（約４８℃）の温度まで加熱され、次いで１５分間で制御された変化率で２５０°Ｆ（約１２０℃）までランプ状に上昇し、その後に周囲条件までの温度の制御された低下が続く硬化サイクルを実行するように予めプログラムすることができる。接着剤が硬化した後にＭＣＵ２６は、それによって加熱素子１６がたとえば４００°Ｆ（約２０５℃）までの温度の除氷および／または防氷機能を行うことができる、１つまたは複数の異なるプログラムを実行するように動作させることができる。好ましい除氷および防氷サイクルは、吸気口端部区間３０上の氷結を除去および／または抑止するために必要に応じて延長することができる持続時間の間、約６０°Ｆから約２００°Ｆ（約１５℃から約９５℃）の温度にて加熱素子１６を動作させることであると考えられる。
【００２０】
加熱素子１６に一定の電力を供給しそれによって一定温度サイクルを維持するよりむしろ、電力を節約するために除氷および／または防氷サイクルの電力レベルはパルス化することが好ましい。たとえば電力は、一度に加熱素子１６全体というよりむしろ、順次的なパターンにて吸気口端部区間３０の周りの加熱素子１６の特定の区間に供給することができる。加熱素子１６の交互の区間を加熱する別法としてまたは追加として、加熱素子１６が一定の温度に保持された場合に必要となるより高い温度まで短い持続時間の間に、加熱素子１６の温度を増加させることができる。
【００２１】
硬化サイクルは典型的には４つの段階を含む。温度が最初に制御された変化率で増加される第１の段階、温度が比較的一定に保たれる第２の段階、温度が再び上昇されて一定に保たれる第３の段階、および制御された冷却を有する第４の段階である。加熱素子１６の温度は、許容できる機械的特性を生じるように、制御された変化率で増加され冷却されることが好ましい。温度が特定の滞留時間の間一定に保たれる硬化サイクルの第２の段階および第３の段階は、一般に除氷および／または防氷サイクルより長い。たとえば除氷および／または防氷サイクル時には電力は、防除氷のために吸気口端部３０の周りに急速にパルス印加することができる。これと対照的に硬化サイクル時には温度は、接着剤を適切に硬化させるために十分な延長された時間の間一定の温度に保たれなければならない。
【００２２】
本発明について特定の実施形態によって説明してきたが、当業者なら他の形を採用することもできることは明らかである。たとえば防除氷システム１４は、図に示された実施形態とは外観および構造が異なってもよく、システムの各構成要素の機能は、構造が異なるが、同様な（必ずしも等価でない）機能の能力がある構成要素によっても行うことができ、記載されたものを適切な材料で置き換えることもできる。したがって本発明の範囲は添付の特許請求の範囲のみによって限定されるべきである。
【符号の説明】
【００２３】
１０  エンジン
１２  吸気口
１４  システム
１６  素子
１８  ＨＣＵユニット
２０  配線
２２  ハーネス
２４  ハーネス
２６  ＭＣＵユニット
３０  区間
【図１】
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【図２】
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【図３】
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