(57)【要約】      （修正有）【課題】繊維複合構造である構成部品を損傷せず、且つ必要エネルギーの少ない、航空機の飛行中の除氷のための加熱要素を提供する。【解決手段】加熱要素１００’は、航空機の構成部品３００上に配されるように設計された炭素繊維材料１１０’を備えている。該炭素繊維材料は、電気配線システムに接続するための少なくとも２つの電気接点１２０と、電気絶縁のための少なくとも１つの絶縁層１３０’とを備えている。【選択図】図３
2017071386.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機の構成部品（３００）上に配されるように設計された炭素繊維材料（１１０，１１０’，２１０）を備えている、航空機の飛行中の除氷のための加熱要素（１００，１００’，２００）であって、
前記炭素繊維材料が、電気配線システムに接続するための少なくとも２つの電気接点（１２０，１２０’，２２０）と、電気絶縁のための少なくとも１つの絶縁層（１３０，１３０’，２３０）とを備えている、加熱要素。
【請求項２】
前記少なくとも１つの絶縁層が、酸化アルミニウム、窒化ホウ素、炭化ケイ素、二ホウ化ジルコニウム及び／又は二ホウ化ハフニウムを含んでいる、請求項１に記載の加熱要素。
【請求項３】
前記加熱要素が前記構成部品上に配された後に前記航空機の前記構成部品及び／又は少なくとも１つの他の構造部材（３００，３１０）上に載置されて、コーティングされた前記炭素繊維材料と前記構成部品又は前記少なくとも１つの構造部材との（正の）間隔（１５０’）を確保するように設計された少なくとも１つの電気絶縁スペーサ（１４０，１４０’，１４１）を備えている、請求項１又は２に記載の加熱要素。
【請求項４】
確保された前記間隔が０．１〜３ｃｍの範囲であり、より好ましくは０．３〜１．５ｃｍの範囲である、請求項３に記載の加熱要素。
【請求項５】
前記少なくとも１つのスペーサ（１４０，１４０’，１４１’）が、セラミック材料及び／又は少なくとも１つの耐熱プラスチック材料を備えている、請求項３又は４に記載の加熱要素。
【請求項６】
前記炭素繊維材料が、多層化処理、炭化処理、黒鉛化処理及び／又は焼成されている、請求項１〜５のいずれか１項に記載の加熱要素。
【請求項７】
電気絶縁を目的として、前記炭素繊維材料と前記少なくとも１つの絶縁層（１３０，１３０’，２３０）との間に炭化ケイ素層が配されている、請求項１〜６のいずれか１項に記載の加熱要素。
【請求項８】
前記炭素繊維材料（２１０）が、炭素の繊維／スクリム要素を備えている、請求項１〜７のいずれか１項に記載の加熱要素。
【請求項９】
前記炭素の繊維／スクリム要素が、プラスチック材料を備えた背面射出層を備えている、好ましくはポリアリールアミド及び／又はポリアミドを備えた背面射出層を備えている、請求項７に記載の加熱要素。
【請求項１０】
直列又は並列に接続された複数の請求項１〜９に記載の加熱要素を備えている、航空機の飛行中の除氷のための加熱装置。
【請求項１１】
複数の電気接点を炭素繊維材料（１１０，１１０’，２１０）に付設すること（１７，２１）と、
絶縁層（１３０，１３０’，２３０）を前記炭素繊維材料に付与すること（１７，２３）とを備えている、航空機の飛行中の除氷のための加熱要素を製造する方法。
【請求項１２】
前記炭素繊維材料（１１０，１１０’，２１０）を炭化処理、黒鉛化処理、焼成及び／又はケイ化処理することを備えている、請求項１１に記載の方法。
【請求項１３】
前記絶縁層（１３０，１３０’，２３０）がセラミック基材を備えており、塗工液として付与される、請求項１１又は１２に記載の方法。
【請求項１４】
前記絶縁層が流動床コーティング及び／又は化学気相堆積により付与される、請求項１１又は１２に記載の方法。
【請求項１５】
航空機の構成部品を除氷する方法であって、
前記方法が、加熱要素（１００，１００’，２００）の複数の電気接点（１２０，１２０’，２２０）と電気配線システムとの間の電気接続を生成することを備えており、
前記加熱要素が、少なくとも１つの絶縁層（１３０，１３０’，２３０）によりコーティングされた炭素繊維材料であって、前記航空機の構成部品（３００）上に配されている炭素繊維材料（１１０，１１０’，２１０）を備えている、方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の飛行中の除氷のための加熱要素、航空機の飛行中の除氷のための加熱装置、航空機の飛行中の除氷のための加熱要素の製造方法及び航空機の構成部品の除氷方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機上にある氷や雪は、飛行中における安全上の重大な問題を表し、例えば、航空機の重量を増加させ、時には空力を悪化させ、特に形状や質量の不均衡を生じさせる。このことは燃料消費量を増大させるだけでなく、航空機の操縦性をも大幅に損ない得るものでもあり、その結果、航空機の重大な事故や、航空機の墜落さえも起こり得る。
【０００３】
したがって、凍結の防止及び既に発生した凍結の除去の両方を行うために、除氷処置が行われる。この場合、地上での除氷と飛行中の除氷とは、区別する必要がある。地上での除氷は、航空機が離陸する直前に行われ、通常は、着氷の危険がある航空機の関連する表面にグリコール混合物を噴霧することによって行われる。対照的に、飛行中の除氷は、飛行中に行われ、一般に航空機の内部領域から行われる。従来の手順によれば、この場合には通常、高温のブリード空気をエンジン圧縮機から適切な空洞又は溝へと送配し、それによって隣接する領域を加熱することにより氷の形成を防止する又は既に形成された氷を解凍する。
【０００４】
ブリード空気に基づく該「熱的」方法は、方法及び装置の両方が複雑である。該方法では多くの数の構成部品（例えば、遮断弁、配管及び分岐、吸引接続片並びに圧力制御装置など）が求められ、この種のシステムは、複雑な制御や大きな重量、及び大きな空間要件を必要とする。加えて、繊維複合構造体は、例えば、特に炭素繊維に加えてバインダー樹脂を含む構造体では、エンジン圧縮機からのブリード空気を用いて処理することができない。エンジン圧縮機から送配される空気は一般的に２００℃を超える温度であり、熱い空気と接触する領域において樹脂系材料を損傷するためである。
【０００５】
上記熱的方法に加えて、電気的除氷もまた知られている。この目的のため、通常は、細い加熱配線が材料内に導入されるか、薄い加熱フィルムが材料に付与され、該加熱配線又は該加熱フィルムは、電源システムに接続される。このようにして電熱が生成され、この熱が氷の形成を防止し、及び／又は、既存の氷を融解する。しかしながら、この方法は効率に乏しく、すなわち大量のエネルギーが必要である。そのため、電気的除氷は、通常は視界窓、特にコックピットの特定のフロントガラスにのみ使用される。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
本発明の目的は、方法及び装置に関してシンプルである飛行中の除氷を可能にすることである。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
上記目的は、請求項１に記載の加熱要素により、請求項１１に記載の加熱要素の製造方法により、及び、請求項１５に記載の構成部品の除氷方法により達成される。有利な実施形態は、従属請求項、詳細な説明及び図面に開示される。
【０００８】
本発明に係る加熱要素は、航空機の（例えば、飛行機の）構成部品上に（例えば、航空機の該構成部品の輪郭に適合させられることによって、及び／又は、該構成部品の凹部に嵌入させられることによって）配されるように（特に、その形状に関して）設計された炭素繊維材料を備えている。この場合、炭素繊維材料は、電気配線システムに接続するための少なくとも２つの電気接点と、電気絶縁のための少なくとも１つの絶縁層とを備えている。
【０００９】
この種の電気的に操作される加熱要素は、制御が複雑でなく応答時間が短い方法により作動及び制御され得る。該要素は、特に、複雑な空気送配システムを省くことを可能とする。加えて、該要素はわずかな空間しか必要とせず、重量が比較的小さい。そのため、航空機の燃料消費量は、ブリード空気に基づく従来の除氷装置に比べて低減され得る。結果として、炭素繊維材料を使用することによって優れた成形が可能になり、すなわち加熱要素をシンプルな方法で適宜成形することができると共に既存の構造部材に組み込むことができる。
【００１０】
航空機の構成部品は、例えば、翼の内側裏材、前縁、エンジンケーシング又はエンジン入口を含み得る。該構成部品は、特に、金属、及び／又は、金属部分と炭素繊維強化炭素製部分とにより構成された複合構造（例えば、炭素繊維強化炭素から製造され、金属前端を有する翼構造）を有し得る。
【００１１】
電気配線システムは、特に、（好ましくは、制御可能な）電圧源を含み得る。
【００１２】
構成部品上に（意図された通りに）配された際には、加熱要素は構成部品に接し得るが、構成部品から離間するようにも配され得る。２つ目の場合には、加熱要素と構成部品との間隔は、好ましくは加熱要素が構成部品の少なくとも一部を加熱し得るように十分に小さく、例えば３ｃｍ未満の間隔であり、より好ましくは１．５ｃｍ未満の間隔である。
【００１３】
電気絶縁のための少なくとも１つの絶縁層（以下「電気絶縁層」とも称する）は、配された加熱要素を構成部品から電気的に絶縁し得る。該層は、例えば、（酸化アルミニウム（Ａｌ2Ｏ3）、窒化ホウ素（ＢＮ）、炭化ケイ素（ＳｉＣ）、二ホウ化ジルコニウム（ＺｒＢ2）及び／又は二ホウ化ハフニウム（ＨｆＢ2）等の）セラミック材料を含み得る。有利な変形形態によれば、少なくとも１つの絶縁層が気密である。それにより、特に優れた熱伝達が達成され得る。
【００１４】
本発明に係る（製造）方法は、航空機の飛行中の除氷のための加熱要素を製造するために用いられる。該方法は、複数の電気接点を炭素繊維材料に付設することと、電気絶縁層を炭素繊維材料に付与することとを含む。
【００１５】
特に、本発明に係る加熱要素は、このように本明細書に記載の実施形態のいずれかに従い製造することができ、それにより対応する利点が達成され得る。
【００１６】
本発明の有利な実施形態によれば、電気絶縁層が（酸化アルミニウム等の）セラミック基材を含み、該絶縁層は、塗工液として付与されている又は付与される。これにより、炭素繊維材料の剥離又は炭素繊維材料からの絶縁層の剥離が防止され得るか、少なくとも阻害され得る。
【００１７】
有利な実施形態によれば、本発明に係る加熱要素は、加熱要素が上記構成部品上に配された後に航空機の少なくとも１つの構造部材上に載置されて、コーティングされた炭素繊維材料と該少なくとも１つの構造部材との（正の）間隔を確保するように設計された、少なくとも１つの電気絶縁スペーサを含む。この場合、該少なくとも１つの構造部材は、その上に加熱要素が配された構成部品自体であり得るか、航空機のさらなる要素、例えば、該構成部品中の支持要素及び／又は安定化要素であり得る。
【００１８】
上記スペーサが、コーティングされた炭素繊維材料の電気絶縁層が設けられていない表面領域における間隔を作成する場合、該スペーサは、コーティングされた炭素繊維材料と該少なくとも１つの構造部材との間の電気絶縁を提供する。その他、絶縁層が比較的薄い場合には、該スペーサは絶縁性を向上させ得る。
【００１９】
上記少なくとも１つのスペーサは、１つ以上の個別の小塊の形態で付与され得、及び／又は、例えば条片に沿って、コーティングされた炭素繊維材料の表面領域をフィルムの形態で覆うことができる。この種のスペーサは、その位置に関して特に安定であり、付与するのもまたシンプルである。
【００２０】
有利な実施形態では、上記間隔がスペーサの周囲の領域にもまた生成され、それによって該スペーサが、上記少なくとも１つの構造部材と（例えば、加熱要素が位置する又は位置している構成要素の表面と）、コーティングされた炭素繊維材料との間の、少なくとも１つの中間空間（好ましくは自由中間空間、すなわち、通気性の中間空間）を維持する。この種の中間空間によって空気の循環が可能になり、したがって均一な加熱が可能になる。
【００２１】
上記少なくとも１つのスペーサによって生成される間隔は、好ましくは０．１〜３ｃｍの範囲であり、より好ましくは０．３〜１．５ｃｍの範囲である。これらの寸法により、加熱要素の輪郭との密接な適合が確保され、それにより優れた熱伝達と共に加熱要素の小さな空間要件が確保される。同時に、該間隔はまた、必要であれば、コーティングされた炭素繊維材料と該少なくとも１つの構造部材との間の電気絶縁を確保する程度に、及び／又は、有利な空気循環を確保する程度に十分大きい。
【００２２】
有利な実施形態では、上記少なくとも１つのスペーサは、比較的低い熱伝導性を有し、例えば、３５Ｗ／（ｍ・Ｋ）未満の熱伝導性、又は、さらに３０Ｗ／（ｍ・Ｋ）未満の熱伝導性を有する。特に、該少なくとも１つのスペーサは、酸化アルミニウム等のセラミック材料、及び／又は、少なくとも１つのポリアミド及び／又は少なくとも１つのポリイミド（例えば、カプトン）等の絶縁性の耐熱プラスチック材料を含み得る。
【００２３】
この種の材料は耐熱性であるため、加熱要素が高温の際に該加熱要素と接触しても損傷されない。同時に、熱伝導率が低いことにより、スペーサの位置と、コーティングされた炭素繊維材料と上記少なくとも１つの構造部材（例えば、構成部品）との間に該スペーサによって任意に作成される中間空間のある位置との間の両方において、該構成部品の加熱に均一性が確保される。
【００２４】
炭素繊維材料は、織布または不織布であり得る。炭素繊維材料の繊維は、特にグラファイト繊維であり得る、又は、グラファイト繊維を含み得る。有利な変形形態によれば、炭素繊維材料は、多層化処理及び／又は炭化処理される。その結果、それぞれの場合において、特に高い機械的強度及び寸法安定性が達成される。特に、炭素繊維材料は、好ましくは炭素繊維強化炭素、（技術用語にて「ＣＦＣ」とも称される）とすることができる。
【００２５】
有利な実施形態によれば、炭素繊維材料は、黒鉛化処理及び／又は熱処理（焼成）される。この種の材料は、高い強度及び低い多孔度を有する。有利な変形形態によれば、本発明の（製造）方法は、同様に、炭素繊維材料を炭化処理、黒鉛化処理及び／又は焼成することを含む。
【００２６】
本発明に係る加熱要素の有利な実施形態では、炭化ケイ素層は、炭素繊維材料と、少なくとも１つの電気絶縁層との間に配される。この種の炭化ケイ素層は、有利には、高い熱伝導率を有している。すなわち、この種の炭化ケイ素層は、効果的な熱伝導体である。該層は、電気絶縁層の特に優れた基盤を形成する。
【００２７】
同様に、本発明に係る（製造）方法の有利な実施形態では、炭素繊維材料がケイ化処理されており、該ケイ化処理は、例えば、液体ケイ素を付与することによってなされる。これは炭素繊維材料中の炭素との反応を引き起こし、それによって炭化ケイ素（ＳｉＣ）の層が生じる。特に好ましい変形形態では、炭素繊維材料がケイ化処理される前に、機械的処理及び／又はプラズマ技術を用いた処理による加工、及び／又は、レーザ及び／又はウォータージェット技術を用いた加工が行われる。このようにして、液体ケイ素が付与される表面は粗面化することができ、それによって該反応と層の形成又は層の密着性とが向上され得る。
【００２８】
有利な実施形態によれば、炭素繊維材料は、炭素繊維／スクリム要素を備える。この要素は、例えば、二次元又は三次元構造として形成され得る。該構造は、好ましくは、炭素繊維材料が配されるよう設計された航空機の構成部品の輪郭に適合される。この種の炭素繊維／スクリム要素を有する加熱要素は、メッシュ構造であるため、製造において特に有利である。
【００２９】
特に好ましい変形形態では、炭素繊維／スクリム要素は、少なくとも１つのプラスチック材料を含む背面射出層を含んでおり、好ましくは、ポリアミド（特に、ポリフタルアミド）及び／又はポリアリールアミドを含む背面射出層を含んでいる。この場合、背面射出層は、好ましくは、電気接点を取り囲んで電気的に絶縁する。好ましい変形形態では、背面射出層は、（少なくとも）構成部品から遠く離れた側に配されている。
【００３０】
炭素繊維／スクリム要素上の電気絶縁層は、好ましくは、少なくともいくつかの格子中間空間（格子構造における穴）内に噛み合うコーティングである。該絶縁層は、好ましくは、流動床コーティング及び／又は化学気相堆積（技術用語にて「ＣＶＤ」とも称される）により製造され得る。該穴内に噛み合うことにより、確実に絶縁しつつ、ロード可能であり、密着持続力を有するコーティングが確保される。同様に、本発明の（製造）方法の有利な実施形態によれば、電気絶縁層は、流動床コーティング及び／又は化学気相堆積によって付与される。
【００３１】
本発明に係る加熱装置は、航空機の飛行中の除氷のために使用される。該装置は、任意の先行クレームに従う複数の加熱要素を含み、該要素は、直列に（相互）接続されているか、（互いに）並列に接続されている。この種の加熱装置により、航空機上の様々な位置において、加熱要素の上記の利点を有する飛行中の除氷を達成することができる。
【００３２】
本発明の（除氷）方法は、航空機の構成部品を除氷するために使用される。該方法は、加熱要素の複数の電気接点と電気配線システムとの間の電気接続を生成することを含み、加熱要素は、少なくとも１つの絶縁層によりコーティングされた炭素繊維材料であって、航空機の構成部品上に配されている炭素繊維材料を含む。
【００３３】
この種の除氷方法は、制御がシンプルである。熱的除氷とは異なり、該方法は地上でも行うことができ、このとき、エンジン又は周囲の材料から引き出される離陸出力の危険（飛行中の冷却風がないため、エンジン又は周囲の材料が損傷を受けることになる）は存在しない。
【００３４】
この場合、加熱要素は、上記構成部品に接するよう構成部品上に配され得るが、構成部品から離間するようにも配され得る。しかしながら、この場合、加熱要素と構成部品とは、加熱要素が構成部品の少なくとも一部を加熱し得るように十分に小さい相互間隔を有して配され、例えば３ｃｍ未満の間隔で配され、より好ましくは１．５ｃｍ未満の間隔で配される。
【００３５】
特に、本発明に係る（除氷）方法によれば、電気配線システムに電気接続された加熱要素は、本明細書に記載された本発明に係る加熱要素の実施形態に従って設計され得る、及び／又は、該加熱要素は、本明細書に記載された本発明に係る製造方法の実施形態に従って製造されたものであり得る。
【００３６】
特に、本発明に係る除氷方法の有利な実施形態によれば、加熱要素は、構成部品上から（正の）間隔を有するように構成部品上に位置しており、該間隔は、好ましくは少なくとも１つの電気絶縁スペーサによって生成されている。
【００３７】
以下、本発明の好ましい実施形態の特徴を、図面を参照してより詳細に説明する。個々の概略的な要素及び構成部品は図示されている以外の方法でも組み合わせられ及び／又構成され得ること、並びに、本発明は図示される特徴に制限されないことが理解される。
【図面の簡単な説明】
【００３８】
【図１】図１は、本発明に係る例示の第１の（製造）方法のブロック図である。
【図２】図２は、本発明に係る例示の第１の加熱要素の斜視図である。
【図３】図３は、構成部品上に配された、本発明の実施形態に係る例示の加熱要素の断面図である。
【図４】図４は、本発明に係る例示の第２の（製造）方法のブロック図である。
【図５】図５は、本発明に係る例示の第２の加熱要素の斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００３９】
図１は、本発明に係る例示の第１の（製造）方法のブロック図である。当然のことながら、本発明に係る製造方法の他の実施形態は、示された全てのステップを含む必要はなく、及び／又は、ステップの順序は、示された順序とは異なっていてもよい。
【００４０】
最初に、ステップ１０において、（好ましくは、多層）炭素繊維織布が成形される。該炭素繊維織布は、例えば、航空機の構成部品の輪郭に適合される。得られた成形部品は、ステップ１１において炭化処理され、ステップ１２において黒鉛化処理される。これにより、好ましくは、高い機械的強度を有する炭素繊維強化炭素ブランクが生成される。
【００４１】
成形部品は、ステップ１３において熱処理（焼成）される。これにより、材料に含まれる補助剤を除去することができ、全体として成形部品が圧縮され得る。
【００４２】
先行ステップにて生成されたブランクは、ステップ１４において加工される。該加工は、機械的に及び／又はプラズマ技術を用いて行うことができ、及び／又は、レーザ技術及び／又はウォータージェット技術を用いた処理を含み得る。該加工は、特に、ステップ１５のためにブランクの表面を調製するように用いられ、ステップ１５では、加工されたブランクがケイ化処理される。該加工では、好ましくは、加工されたブランクの表面の少なくとも一部分に、液体ケイ素が付与される。該ケイ素は、炭素繊維材料の炭素と反応して炭化ケイ素（ＳｉＣ）を形成し、該炭化ケイ素は炭素繊維材料の層を形成する。好ましくは、この層は、存在し得る炭素繊維材料の切断面もまた覆う。
【００４３】
ステップ１６では、電気接点が炭素繊維材料に付設される。該接点は、電気配線システムとの接続に用いられる。これにより、炭素繊維材料中に電流を通し、それにより加熱要素を加熱することが可能となる。
【００４４】
炭化ケイ素層は、１つ以上のセラミック基材により構成される電気絶縁層のための基盤を形成する。該絶縁層は、ステップ１７において付与される。電気絶縁層は、特に、例えば酸化アルミニウム（Ａｌ2Ｏ3）を含み得る。該層は、好ましくは、塗工液を付与することによって付与される。その結果、層間剥離を防止することができる。これとは対照的に、噴霧を行う場合には、噴霧される材料の高い表面張力によって層間剥離が起こり得る。
【００４５】
少なくとも１つのスペーサは、ステップ１８において付設される。該スペーサは、加熱要素が構成部品上に配された後に航空機の少なくとも１つの構造部材上に載置されて、コーティングされた炭素繊維材料と少なくとも１つの構造部材との（正の）間隔を確保することが意図される。少なくとも１つのスペーサは、好ましくは、電気絶縁材料で作製され、例えば条片に沿ったフィルムとして、及び／又は、１つ以上の個別の小塊の形態で付与され得る。少なくとも１つのスペーサに適した材料は、例えば、酸化アルミニウム（Ａｌ2Ｏ3）、ポリアミド及び／又はポリイミド（例えばカプトン）である。
【００４６】
図２は、本発明の実施形態に係る加熱要素１００を示す。加熱要素１００は、例えば、図１に示された本発明に係る方法を用いて製造されたものであり得る。
【００４７】
加熱要素１００は、その目的に応じて成形された炭素繊維材料１１０を含む。この場合、炭素繊維材料１１０は、飛行中の除氷のための構成部品を用いるため、加熱要素が付設される翼の前縁の輪郭に適合される。
【００４８】
図示の実施形態では、炭素繊維材料は、複数の小骨に巻き付けられたウェブに沿う条片のようにして形成される。炭素繊維材料１１０は、好ましくは、多層化処理、炭化処理、黒鉛化処理された炭素繊維織布を含み、特に、炭素繊維強化炭素を含む。この種の材料は、特に高い機械的強度及び寸法安定性を有している。
【００４９】
加えて、加熱要素１００は、電気配線システムに接続するための複数の電気接点１２０と、電気絶縁のための少なくとも１つの絶縁層１３０とを含む。該図面では、複数の電気接点のうち接点１２０のみが、図中の巻き付けられたウェブの前端部に見られ得る。巻き付けられたウェブのもう一方の端にはさらなる電気接点が配されているが、隠れている。
【００５０】
少なくとも１つの電気絶縁層は、意図された使用の間に、加熱要素１００を炭素繊維材料が配された航空機の構成部品から電気的に絶縁する。電気絶縁層は、例えば、酸化アルミニウム、窒化ホウ素、炭化ケイ素、二ホウ化ジルコニウム及び／又は二ホウ化ハフニウムを含み得る。
【００５１】
さらに、加熱要素１００は、複数のスペーサ１４０であって、好ましくは電気絶縁材料で作製された複数のスペーサ１４０を含む。図示の場合では、複数のスペーサ１４０は、加熱要素が構成部品上に配された際に該構造部材上に載置されて、コーティングされた炭素繊維材料と該構造部材との（正の）間隔を確保するように設計されている。
【００５２】
図３は、航空機の構成部品３００上に配された、炭素繊維材料１１０’を含む加熱要素１００’の断面図である。この場合、図示の例では、構成部品３００は航空機の翼の前縁である。
【００５３】
炭素繊維材料１１０’は、好ましくは、多層化処理された炭素繊維強化炭素を含む。加熱要素１００’は２つの電気接点１２０’を含み、該電気接点１２０’によって、炭素繊維材料１１０’は電気配線システムに接続され得る。加熱要素は、通電している電流によって加熱され得る。加熱要素は、構成部品３００に対向する炭素繊維材料１１０’の表面上の電気絶縁層１３０’を含む。絶縁層は、炭素繊維材料を該構成部品から電気的に絶縁する。
【００５４】
加えて、加熱要素１００’は電気絶縁性のスペーサ１４０’を含み、該電気絶縁性のスペーサ１４０’は、構成部品３００上に載置されて、コーティングされた炭素繊維材料と構成部品３００との間隔１５０’を確保する。その結果、電気絶縁層１３０’が薄い場合であっても電気絶縁を向上させることができ、加えて、中間スペースを空気循環のために提供することができる。間隔１５０は、好ましくは０．１〜３ｃｍの範囲内、より好ましくは０．３〜１．５ｃｍの範囲である。
【００５５】
さらに、加熱要素１００はスペーサ１４１’を含み、該スペーサ１４１’は、航空機の構造部材３１０上に載置されて、コーティングされた炭素繊維材料を、構造部材３１０からの（スペーサ１４１’の厚さによって定められる）間隔に維持する。該スペーサは、特に、加熱要素を構造部材３１０’上に支持することによって固定し、加えて、炭素繊維材料を構造部材３１０から電気的に絶縁し、好ましくは熱的にも絶縁する。
【００５６】
図４は、本発明の実施形態に係る例示の第２の（製造）方法のブロック図である。当然のことながら、本発明に係る製造方法の他の実施形態は、示された全てのステップを含む必要はなく、及び／又は、ステップの順序は、示された順序とは異なっていてもよい。
【００５７】
ステップ２０では、２つの電流分配層が、それぞれ炭素繊維／スクリム要素の形態の炭素繊維材料における１つの局所領域に付与される。この場合、炭素繊維／スクリム要素は、好ましくは、構成部品の輪郭に少なくとも局所的に適合可能な二次元又は三次元構造を有しており、該構成部品の輪郭は、例えば、加熱要素が配されることが意図されたものである。
【００５８】
付与される電流分配層は、例えば、銅などの金属をそれぞれ含み得る。特に、この種の電流分配層はそれぞれ、例えば、炭素繊維／スクリム要素の２つの対向する側のそれぞれに付与され得る。
【００５９】
ステップ２１では、電気接点が、電流分配層に付設される。
【００６０】
ステップ２２では、炭素繊維／スクリム要素が、少なくとも該炭素繊維／スクリム要素の領域において、電気絶縁材料と共に背面射出される。その結果、電気接点は、炭素繊維／スクリム要素に取り囲まれて電気的に絶縁される。電気絶縁材料は、好ましくは、ポリアミド（例えば、ポリフタルアミド）又はポリアリールアミド等のプラスチック材料である。
【００６１】
ステップ２３では、電気絶縁層が炭素繊維／スクリム要素に付与される。該層は、流動床コーティング加工により、及び／又は、化学気相堆積により付与され得る。このようにして付与される絶縁層は、好ましくは、気密である。これにより、特に良好な熱伝達が達成され得る。電気絶縁層に適した材料は、例えば、窒化ホウ素（ＢＮ）、炭化ケイ素（ＳｉＣ）、二ホウ化ジルコニウム（ＺｒＢ2）及び／又は二ホウ化ハフニウム（ＨｆＢ2）である。
【００６２】
図５は、本発明の実施形態に係る加熱要素２００を示す。加熱要素２００は、例えば、図４に示された本発明に係る方法を用いて製造されたものであり得る。加熱要素は、炭素繊維／スクリム要素の形態の炭素繊維材料２１０を含む。炭素繊維／スクリム要素の２つの対向する側には、各電流分配層２２１が付与され、該層は、例えば、銅を含有する。電流分配層２２１は、加熱要素２００の電気接点２２０に接続されている。該接点は、電気配線システムに接続されるように設計されている。炭素繊維／スクリム要素中に電流が流れると、加熱要素が加熱され得る。それによって、該加熱要素が配された航空機の構成部品を除氷することができる。接点２２０は、好ましくは、背面射出されたプラスチック材料に取り囲まれて電気的に絶縁されている。
【００６３】
加熱要素２００は、加熱層を電気的に絶縁する少なくとも１つの電気絶縁層２３０、特に、航空機の（該部品に面する表面上の）構成部品から加熱層を電気的に絶縁する少なくとも１つの電気絶縁層２３０をさらに含む。少なくとも１つの電気絶縁層は、好ましくは、炭素繊維／スクリム要素の格子構造に噛み合う、特に、炭素繊維／スクリム要素中に形成された格子状の中間空間に噛み合うコーティングである。該絶縁層は、流動床コーティング加工により、及び／又は化学気相堆積により付与され得る。
【符号の説明】
【００６４】
１０〜２３                種々の方法ステップ
１００，１００’          加熱要素
１１０，１１０’          炭素繊維材料
１２０，１２０’          電気接点
１３０，１３０’          電気絶縁層
１４０，１４０’，１４１’スペーサ
１５０’                  間隔
２００                    加熱要素
２１０                    炭素繊維材料
２２０                    電気接点
２２１                    電流分配層
２３０                    電気絶縁層
３００                    航空機の構成部品
３１０                    航空機の構造部材
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【外国語明細書】
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【Ｆｉｇ１】
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【Ｆｉｇ２】
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【Ｆｉｇ３】
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【Ｆｉｇ４】
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【Ｆｉｇ５】
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