具有碳纳米管加热器的多层热塑性结构的制作方法

具有碳纳米管加热器的多层热塑性结构
1.相关申请的交叉引用本技术要求于2021年10月18日提交的美国临时申请号63/256,673的权益，所述美国临时申请的公开以全文引用的方式并入本文中。


背景技术：

2.本发明涉及防冰系统，更具体地，涉及一种防冰装置，所述防冰装置包括集成到热塑性复合结构中的碳纳米管。
3.飞机会暴露在允许在其表面上形成冰的天气条件下。冰会在飞行前或飞行期间在例如挡风玻璃、机翼、尾翼和进气部件的飞机表面上形成。冰的积累会引起不利的操作，例如阻断所需的发动机气流或抑制机翼或其他部件的操作。另外，会对其他部件和飞机与乘客的安全造成损害。配备加热部件的飞机可以包括电加热器以保护飞机。可能需要确保加热部件在飞机的整个生命周期内正常运行。
4.碳纳米管(cnt)是具有整体上圆柱形纳米结构的碳的同素异形体，在纳米技术、电子学、光学和其他材料科学中具有多种用途。cnt既导热又导电。由于这些性质，cnt可用作加热元件以防止飞机或其他车辆上的结冰。
5.cnt加热器垫或其他更标准的蚀刻金属箔或绕线加热器垫通常用热固性材料制造。这种构造通常导致多步固化过程，从而导致高制造成本。典型的材料还具有会导致设计限制的较低温度限制。这种构造通常比所需的要厚，从而需要更高的功率需求。这些材料也不允许对加热器垫进行维修，而是需要更换。


技术实现要素：

6.在一个实施方案中公开了一种用于控制飞机表面上的积冰的多层加热结构。所述结构包括：碳纳米管(cnt)加热器，所述cnt加热器包括：cnt层；设置在所述cnt层的第一侧上的第一封装层，所述第一封装层由第一封装层热塑性材料形成；以及设置在所述cnt层的第二侧上的第二封装层，所述第二封装层由第二封装层热塑性材料形成。
7.除了上述特征中的一个或多个之外，或者作为前述实施方案中的任一者的替代，所述结构还可以包括：设置在cnt加热器的第一侧上的前复合结构，所述前复合结构包括前复合结构热塑性材料；以及设置在cnt加热器的第一侧上的后复合结构，所述后复合结构包括后复合结构热塑性材料。
8.除了上述特征中的一个或多个之外，或者作为前述实施方案中的任一者的替代，所述前复合结构热塑性材料和所述后复合结构热塑性材料是相同的热塑性材料。
9.除了上述特征中的一个或多个之外，或者作为前述实施方案中的任一者的替代，所述前复合结构热塑性材料和所述后复合结构热塑性材料与所述第一封装层热塑性材料和所述第二封装层热塑性材料的热塑性材料相同。
10.除了上述特征中的一个或多个之外，或者作为前述实施方案中的任一者的替代，所述后复合结构可以直接接触所述第二封装层。替代地，所述后复合结构可以与所述第二
封装层隔开并且不直接接触所述第二封装层。
11.除了上述特征中的一个或多个之外，或者作为前述实施方案中的任一者的替代，所述cnt层可以包括在硅复合物中的碳纳米管。
12.除了上述特征中的一个或多个之外，或者作为前述实施方案中的任一者的替代，所述cnt层还可以包括一个或多个金属层。
13.还公开了用于控制飞机表面上的积冰的第二多层加热结构，所述第二多层加热结构包括：碳纳米管(cnt)加热器；设置在cnt加热器的第一侧上的前复合结构，所述前复合结构包括复合结构热塑性材料；以及设置在cnt加热器的第二侧上的后复合结构，所述后复合结构包括后复合结构热塑性材料。
14.除了与第二结构相关的上述特征中的一个或多个之外，或者作为前述实施方案中的任一者的替代，所述前复合结构热塑性材料和所述后复合结构热塑性材料是相同的热塑性材料。
15.除了与第二结构相关的上述特征中的一个或多个之外，或者作为前述实施方案中的任一者的替代，所述前复合结构热塑性材料和所述后复合结构热塑性材料可以与所述第一封装层热塑性材料和所述第二封装层热塑性材料的热塑性材料相同。
16.除了与第二结构相关的上述特征中的一个或多个之外，或者作为前述实施方案中的任一者的替代，所述cnt加热器包括cnt层，所述cnt层包括在硅复合物中的碳纳米管。
17.除了与第二结构相关的上述特征中的一个或多个之外，或者作为前述实施方案中的任一者的替代，所述cnt层还包括一个或多个金属层。
18.还公开了形成以上两个实施方案中的任一者的方法。所述方法可以包括：接收碳纳米管(cnt)加热器，所述cnt加热器包括：cnt层；设置在所述cnt层的第一侧上的第一封装层，所述第一封装层由第一封装层热塑性材料形成；设置在所述cnt层的第二侧上的第二封装层，所述第二封装层由第二封装层热塑性材料形成；接收前复合结构，所述前复合结构包括前复合结构热塑性材料；将所述前复合结构设置在cnt加热器的第一侧上；接收后复合结构，所述后复合结构包括后复合结构热塑性材料；将所述后复合结构设置在cnt加热器的第二侧上以形成包括所述cnt加热器、所述前复合结构和所述后复合结构的组件；以及加热所述组件以使所述前复合结构热塑性材料和所述后复合结构热塑性材料与所述第一封装层热塑性材料和所述第二封装层热塑性材料至少部分地熔化以使所述组件粘结在一起。
19.除了与所述方法相关的上述特征中的一个或多个之外，或者作为前述实施方案中的任一者的替代，加热包括用所述cnt加热器提供热。
附图说明
20.以下描述不应被视为以任何方式进行限制。参考附图，相似的元件标号相同：图1是飞机的透视图，示出了可以使用本文的实施方案的除冰组件的不同位置；图2示出了根据一个实施方案的具有嵌入式cnt加热元件的结构的分解图；图3示出了图2所示的cnt加热器的一部分的剖视图；图4示出了图2所示的组件的一部分的剖视图；图5示出了根据一个实施方案的具有嵌入式cnt加热元件的结构的分解图，所述结构相对于图2包括附加层；
图6示出了图5所示的组件的一部分的剖视图；图7示出了根据一个实施方案的具有嵌入式cnt加热元件的结构的分解图，所述结构仅包括图5的附加层；图8示出了根据一个实施方案的具有嵌入式cnt加热元件的结构的分解图，所述结构仅包括图5的附加层中的不同层；以及图9示出了根据一个实施方案的示例传感器层。
具体实施方式
21.本文参考附图以举例而非限制的方式呈现所公开的设备和方法的一个或多个实施方案的详细描述。
22.根据一实施方案，公开了一种加热器垫。所述垫包括在垫中的碳纳米管加热元件，所述碳纳米管加热元件在热塑性结构内内部地粘结。
23.图1是飞机10的透视图，所述飞机包括机翼12、水平稳定器14和机身16。机翼12包括前缘18，而水平稳定器14包括前缘20。当然，飞机也可以包括竖直稳定器，并且这里的教示也适用于所述竖直稳定器。
24.在图1的所示配置中，飞机10是固定翼设计的。机身16从机头部分22延伸到机尾部分24，机翼12固定到在机头部分22与机尾部分24之间的机身16。水平稳定器14在机尾部分24上附接到机身16。机翼12和水平稳定器14分别用于为飞机10产生升力和防止俯仰。机翼12和水平稳定器14包括临界吸力表面，例如机翼12的上表面26和水平稳定器14的下表面28，如果结冰条件在机翼12和水平稳定器14的表面中的任何一个上形成，则流动分离和升力损失可能在临界吸力表面上出现。图1还示出了具有嵌入式cnt加热元件30的结构，所述结构安装到机翼12的前缘18上和水平稳定器14的前缘20上。在其他非限制性实施方案中，具有嵌入式cnt加热元件30的结构可以安装到飞机10的任何前缘或非前缘表面上。具有嵌入式cnt加热元件30的结构用于产生热以防止冰在任何上述表面上形成或去除在任何上述表面上形成的冰。此外，应当注意，这些组件可以安装到发动机唇缘和通常用参考数字31示出的发动机感应除冰器上。
25.更详细地，如图2所示，在一个实施方案中提供包括加热器垫202的多层结构200。在一个实施方案中，形成加热器垫和碳纳米管(cnt)加热器。
26.还参考图3，其示出了图2的结构的cnt加热器202的更详细版本。如图所示，cnt加热器202包括加热层300。
27.在一个非限制性实例中，加热层300包括至少一片碳同素异形体材料，例如具有通常圆柱形结构的碳纳米管(cnt)。cnt片可以由悬浮在基质中的cnt、干燥的cnt纤维或cnt纱线形成，仅举几个非限制性实例。在其他实施方案中，cnt加热器202的碳同素异形体材料包括石墨烯、石墨烯纳米带(gnr)或其他合适的碳同素异形体。石墨烯具有二维蜂窝晶格结构，gnr是超薄宽度的石墨烯条带。
28.此外，应当注意，加热层300可以是包括多个层的加热组件。层300可以包括例如在美国专利号11,167,856中公开的结构，所述结构包括由金属层包围的cnt和硅的复合物。美国专利号11,167,856以引用的方式并入本文中。
29.如图所示，cnt加热器202还包括第一和第二(或前和后)封装层304、306。封装层由
热塑性材料形成。此类材料的实例在受热时变成熔融的，在冷却时变成固体，并且可以在冷却后重新熔化或成型。固化过程是完全可逆的，这样做不会损害材料的物理完整性。
30.现有技术的cnt加热器通常使用热固性材料。与图3所示的封装层304、306相反，使用热固性材料在固化期间会产生不可逆的化学键。因此，热固性材料不能熔化/逆转，并且技术的这种当前状态使修理加热器或组件变得困难，如果并非不可能的话。
31.可用作热塑性介电封装层304、306的材料的实例包括但不限于聚醚醚酮(peek)、热塑性聚酰亚胺或聚芳醚酮(paek)。
32.应当理解，因为热塑性封装层304、306可以被加热和重整，如果所述封装层或加热层300损坏，则可以将所述层的组合加热并且分开。
33.现在参考图2和图4，示出包括cnt加热器202的多层结构的实施方案。在这个实施方案中，cnt加热器202被复合结构402、404包围。在一个实施方案中，复合结构402、404可以由热塑性材料形成。在一个实施方案中，复合结构402、404由与热塑性封装层304、306相同的热塑性材料形成。在另一个实施方案中，复合结构402、404由与热塑性封装层304、306不同的热塑性材料形成。
34.可以提供cnt加热器202，然后通过加热粘结到复合结构402、404。在一个实施方案中，一些或全部的热可以由cnt加热器提供。
35.本文中的实施方案可以减少制造复杂度/成本并且减少操作期间加热器垫所需的功率。这也将允许修理或更换加热器垫，而非必需丢弃整个结构部件，从而降低修理和维护成本。热塑性结构的使用还将提供更高的加热垫可以操作的温度限制，这可以减少设计限制。这些特征可以应用于所讨论的以下实例中的任一者。
36.应当注意，虽然示出为彼此直接接触，但是附加层或粘合材料可以设置在复合结构402、404和热塑性封装层304、306之间。因此，后复合结构在某些情况下可以直接接触封装层306以及与所述封装层分开(例如，不直接接触)。
37.如图2所示并且适用于本文的所有实施方案，复合结构402、404可以形成为具有一种形状，使得它们可以应用于如上所示的飞机的任何表面。cnt加热器202可以形成为扁平或成形垫，然后放置在结构402、404之一上，然后提供结构402、404中的另一个以封装cnt加热器202。然后可以加热如此形成的结构以使它们至少部分地熔化以使组件粘结在一起。因此，一个实施方案，一种形成结构的方法包括接收如本文所公开的碳纳米管(cnt)加热器。所述方法还可以包括接收包括前复合结构热塑性材料的前复合结构402和包括后复合结构热塑性材料的后复合结构404。两个结构402、404可以放置在cnt加热器202的相对侧上。当然，如下所示，其他层或材料可以放置在cnt加热器202与结构402、404之间。然后可以施加热以使组件粘结在一起。
38.图5示出了组件的另一个实施方案。该组件包括附加的任选层/元件。这些元件包括位于传感器层501中的传感器并且所述层包括低冰粘附涂层520。应当理解，一个实施方案是仅包括传感器层501(参见图7)的组件700，而另一组件800可以仅包括低冰粘附涂层520(图8)。
39.如图5至图7所示，传感器层501包括在cnt加热器202与后部或后复合结构404之间的传感器502。当然，传感器元件502可以替代地放置在cnt加热器202与前部或前复合结构402之间。
40.在一个实施方案中，传感器502是可以检测组件500、600、700上的温度和应力/应变中的一者或两者的光纤传感器阵列。
41.如图5和图9所示，传感器层501的传感器502可以包括多个温度传感器504和多个应变仪传感器506。在一个实施方案中，传感器504、506可以是光缆508的一部分。每个光缆508可以包括两种类型的传感器504、506，这使安装不同类型的传感器所需的额外电线的量减少。
42.在本公开的一个或多个实施方案中，多个传感器504、506是每个光缆508的一部分，并且来自同一光缆508上的传感器504、506的单独读数可以由例如控制器550用多种方式进行处理。
43.举例来说，控制器550可以使用已知的时间延迟或波长对来自对应传感器504、506的每个信号进行处理。传感器504、506中的每一个可以与飞机的特定位置相关联以用于映射。图5示出固定数目个传感器，然而，应当理解，可以使用任何数目个传感器和传感器的布置。另外，虽然基于光纤的传感器的布置处于衬底550的表面上，但是可以了解，传感器可以直接放置在前复合结构402或后复合结构404上。因此，在一个实施方案中，传感器层包括支撑传感器的衬底550，而在另一个实施方案中则不包括衬底。
44.如所示，电缆508在图9中在水平方向上延伸而在图5和图7中在竖直方向上延伸，以说明任一方向都是可能的。在非限制性实例中，传感器504、506可以布置成使得它们与加热器202的多个区域210至218对齐以用于监测各种区域。加热器202中的区域在图2中示出，但是可以应用于本文所公开的所有cnt加热器，并且如所示，定向可以是竖直的或水平的。对应于图2中的区域的实例在图9中示出。
45.图5、图6和图8的低冰粘附涂层520可以是冰难以粘附在其上的任何类型的涂层。低冰粘附涂层可以包括聚二甲基硅氧烷(pdms)、纳米级无定形二氧化硅和超疏水纳米粒子中的至少一种，以及非反应性疏水添加剂和非反应性亲水添加剂中的至少一种。涂层还可包括氟化物。这种层的一个实例在美国专利申请公开号us20210179276a1中有更全面的描述，所述美国专利申请公开以引用的方式并入本文中。
46.另外，低冰粘附涂层520可以是疏冰材料，其中流过它的任何水由于冰粘附低而不会变成冰。这种材料的一个实例可具有低的冰附着力，至少低于200 psi(磅每平方英寸)，优选低于100 psi，通常低于45 psi。此类材料包括多尺度裂纹引发剂促进的超低冰粘附表面、液体灌注的纳米结构化光滑表面(slips)、hygratek、nanosonic疏冰涂层的hybridshield0、ppg疏冰涂层、nei corporation的nanomyte superai或具有低冰附着力的其他材料/涂层。实例和用法在美国专利号10,875,632中有更完整的描述，所述专利以引用的方式并入本文中。
47.低冰粘附涂层520也可以包括健康监测能力。
48.术语“约”意图包括与基于在提交申请时可用的装备的特定数量的测量相关联的误差程度。
49.本文使用的术语仅用于描述特定实施方案的目的，并不意图限制本公开。如本文使用，单数形式“一个”、“一种”和“所述”意欲也包括复数形式，除非上下文另有明确指示。还应理解，术语“包括”和/或“包含”在用于本说明书中时指定存在所陈述的特征、整体、步骤、操作、元件和/或部件，但是并不排除存在或添加一个或多个其他特征、整体、步骤、操
作、元件部件和/或其群组。
50.虽然已经参考一示例性实施方案或多个实施方案描述了本公开，但是本领域技术人员将理解，在不背离本公开的范围的情况下，可以做出各种改变并且可以用等效物来取代其要素。另外，在不背离本公开的基本范围的情况下，可以做出许多修改来使特定的情况或材料适应本公开的教示。因此，期望本公开不限于公开作为预期用于实行本公开的最佳模式的特定实施方案，而是本公开将包括落在权利要求范围内的所有实施方案。

技术特征：
1.一种用于控制飞机表面上的积冰的多层加热结构，所述结构包括：碳纳米管(cnt)加热器，所述cnt加热器包括：cnt层；设置在所述cnt层的第一侧上的第一封装层，所述第一封装层由第一封装层热塑性材料形成；以及设置在所述cnt层的第二侧上的第二封装层，所述第二封装层由第二封装层热塑性材料形成。2. 如权利要求1所述的结构，所述结构还包括：设置在cnt加热器的所述第一侧上的前复合结构，所述前复合结构包括前复合结构热塑性材料；以及设置在cnt加热器的所述第二侧上的后复合结构，所述后复合结构包括后复合结构热塑性材料。3.如权利要求2所述的结构，其中所述前复合结构热塑性材料和所述后复合结构热塑性材料是相同的热塑性材料。4.如权利要求3所述的结构，其中所述前复合结构热塑性材料和所述后复合结构热塑性材料与所述第一封装层热塑性材料和所述第二封装层热塑性材料的热塑性材料相同。5.如权利要求2所述的结构，其中所述后复合结构直接接触所述第二封装层。6.如权利要求2所述的结构，其中所述后复合结构不直接接触所述第二封装层。7.如权利要求1所述的结构，其中所述cnt层包括在硅复合物中的碳纳米管。8.如权利要求2所述的结构，其中所述cnt层还包括一个或多个金属层。9.一种用于控制飞机表面上的积冰的多层加热结构，所述结构包括：碳纳米管(cnt)加热器；设置在cnt加热器的第一侧上的前复合结构，所述前复合结构包括复合结构热塑性材料；以及设置在cnt加热器的第二侧上的后复合结构，所述后复合结构包括后复合结构热塑性材料。10.如权利要求9所述的结构，其中所述前复合结构热塑性材料和所述后复合结构热塑性材料是相同的热塑性材料。11.如权利要求10所述的结构，其中所述前复合结构热塑性材料和所述后复合结构热塑性材料与所述第一封装层热塑性材料和所述第二封装层热塑性材料的热塑性材料相同。12.如权利要求9所述的结构，其中所述cnt加热器包括cnt层，所述cnt层包括在硅复合物中的碳纳米管。13.如权利要求12所述的结构，其中所述cnt层还包括一个或多个金属层。14.一种形成用于控制飞机表面上的积冰的多层加热结构的方法，所述结构包括：接收碳纳米管(cnt)加热器，所述cnt加热器包括：cnt层；设置在所述cnt层的第一侧上的第一封装层，所述第一封装层由第一封装层热塑性材料形成；设置在所述cnt层的第二侧上的第二封装层，所述第二封装层由第二封装层热塑性材料形成；接收前复合结构，所述前复合结构包括前复合结构热塑性材料；将所述前复合结构设置在cnt加热器的所述第一侧上；
接收后复合结构，所述后复合结构包括后复合结构热塑性材料；将所述后复合结构设置在cnt加热器的所述第二侧上以形成包括所述cnt加热器、所述前复合结构和所述后复合结构的组件；以及加热所述组件以使所述前复合结构热塑性材料和所述后复合结构热塑性材料与所述第一封装层热塑性材料和所述第二封装层热塑性材料至少部分地熔化以使所述组件粘结在一起。15.如权利要求14所述的方法，其中加热包括用所述cnt加热器提供热。16.如权利要求14所述的方法，其中所述前复合结构热塑性材料和所述后复合结构热塑性材料是相同的热塑性材料。17.如权利要求14所述的方法，其中所述前复合结构热塑性材料和所述后复合结构热塑性材料与所述第一封装层热塑性材料和所述第二封装层热塑性材料的热塑性材料相同。18.如权利要求14所述的方法，其中所述后复合结构直接接触所述第二封装层。19.如权利要求14所述的方法，其中所述后复合结构不直接接触所述第二封装层。

技术总结
一种用于控制飞机表面上的积冰的多层加热结构包括碳纳米管(CNT)加热器。所述加热器包括：CNT层；设置在所述CNT层的第一侧上的第一封装层，所述第一封装层由第一封装层热塑性材料形成；以及设置在所述CNT层的第二侧上的第二封装层，所述第二封装层由第二封装层热塑性材料形成。性材料形成。性材料形成。


技术研发人员：B
受保护的技术使用者：古德里奇公司
技术研发日：2022.10.09
技术公布日：2023/4/21