一体式防冰系统的制作方法

一体式防冰系统
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63/256,676的权益，所述美国临时申请的公开内容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，并且更具体地，涉及一种一体式防冰系统，所述一体式防冰系统包括封装在热塑性塑料中的传感器和碳纳米管加热器。
3.飞机可能会暴露在允许其表面上形成冰的天气条件下。在飞行前或飞行期间冰可能会形成在飞机的表面上，诸如在挡风玻璃、机翼、尾翼和进气口部件上。结冰会导致不利的操作，诸如阻塞所需的发动机气流或抑制机翼或其他部件的操作。另外，可能会损害其他部件以及飞机和乘客的安全。配备加热部件的飞机可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的正常操作。
4.碳纳米管(cnt)是具有一般圆柱形纳米结构的碳的同素异形体，并且在纳米技术、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。由于这些属性，cnt可用作加热元件以防止飞机或其他车辆上结冰。
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。这种构造通常会导致多步固化过程，以至于导致高制造成本。典型材料还具有可能导致设计限制的温度下限。这种构造通常比所需的要厚，从而要求较高的功率需求。这些材料也不允许加热器垫维修，而是需要更换。


技术实现要素：

6.公开了一种用于控制飞机表面上的积冰的系统。所述系统包括：碳纳米管(cnt)加热器，所述cnt加热器包括：cnt层；第一封装层，所述第一封装层设置在由第一封装层热塑性材料形成的cnt层的第一侧上；以及第二封装层，所述第二封装层设置在由第二封装层热塑性材料形成的cnt层的第二侧上。所述系统还包括前复合结构，所述前复合结构包括设置在cnt加热器的第一侧上的前复合结构热塑性材料；后复合结构，所述后复合结构包括设置在cnt加热器的第一侧上的后复合结构热塑性材料；以及传感器层，所述传感器层设置在所述cnt加热器与前复合结构和后复合结构中的一者之间。
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何一个的替代方案，所述系统还可包括控制器，所述控制器从传感器层中的传感器接收信息并基于接收到的信息而控制cnt加热器。
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何一个的替代方案，所述系统还可包括低冰粘附涂层，所述低冰粘附涂层设置在前复合结构上，位于前复合结构的与cnt加热器相对的一侧。
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何一个的替代方案，传感器层可包括温度传感器和应变传感器中的一者或两者。
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何一个的替代方案，传感器层可包括光纤传感器。
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何一个的替代方案，前复合结构热塑性材料和后复合结构热塑性材料可以是同一热塑性材料。
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何一个的替代方案，前复合结构热塑性材料和后复合结构热塑性材料可以与第一封装层热塑性材料和第二封装层热塑性材料的热塑性材料相同。
13.还公开了另一种用于控制飞机表面上的积冰的系统。所述系统包括：碳纳米管(cnt)加热器，所述cnt加热器包括：cnt层；第一封装层，所述第一封装层设置在由第一封装层热塑性材料形成的cnt层的第一侧上；以及第二封装层，所述第二封装层设置在由第二封装层热塑性材料形成的cnt层的第二侧上。所述系统还包括前复合结构，所述前复合结构包括设置在cnt加热器的第一侧上的前复合结构热塑性材料；后复合结构，所述后复合结构包括设置在cnt加热器的第一侧上的后复合结构热塑性材料；以及低冰粘附涂层，所述低冰粘附涂层设置在前复合结构上，位于前复合结构的与cnt加热器相对的一侧。
14.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何一个的替代方案，第二系统还可包括控制器，所述控制器从测量系统中的温度或应变的传感器接收信息，并且基于接收到的信息而控制cnt加热器。
15.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何一个的替代方案，在第二系统中，前复合结构热塑性材料和后复合结构热塑性材料可以是同一热塑性材料。
16.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何一个的替代方案，在第二系统中，前复合结构热塑性材料和后复合结构热塑性材料可以与第一封装层热塑性材料和第二封装层热塑性材料的热塑性材料相同。
17.还公开了形成上述系统中的任何一个的方法。在一个实施方案中，所述方法包括：接收碳纳米管(cnt)加热器，所述cnt加热器包括：cnt层；第一封装层，所述第一封装层设置在由第一封装层热塑性材料形成的cnt层的第一侧上；以及第二封装层，所述第二封装层设置在由第二封装层热塑性材料形成的cnt层的第二侧上；接收包括前复合结构热塑性材料的前复合结构；接收包括一个或多个传感器的传感器层；将前复合结构设置在cnt加热器的第一侧上；接收包括后复合结构热塑性材料的后复合结构；将传感器层设置在cnt加热器结构的第二侧上；将后复合结构设置在cnt加热器的第二侧上，以使得传感器层位于cnt加热器与后复合结构之间，以形成包括前复合结构、cnt加热器、传感器层和后复合结构的组件；以及对组件进行加热以至少部分地熔化前复合结构热塑性塑料和后复合结构热塑性塑料以及第一封装层热塑性塑料和第二封装层热塑性塑料，以将组件粘合在一起。
18.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何一个的替代方案，在所述方法中，加热可包括用cnt加热器提供热。
19.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何一个的替代方案，所述系统还可包括将低冰粘附涂层设置在前复合结构上，位于前复合结构的与cnt加热器相对的一侧。
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，相似元件的编号相似：图1是飞机的透视图，示出了可利用本文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视图；图3示出了图2中示出的cnt加热器的一部分的截面视图；图4示出了图2中示出的组件的一部分的截面视图；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视图，所述结构包括相对于图2的额外层；图6示出了图5中示出的组件的一部分的截面视图；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视图，所述结构包括图5的额外层中的仅一个；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视图，所述结构包括图5的额外层中的不同的一个；并且图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
21.参考附图，本文通过举例而非限制的方式呈现了公开的设备和方法的一个或多个实施方案的详细描述。
22.根据实施方案，公开了一种加热垫。所述垫包括在内部粘合在热塑性结构内的垫中的碳纳米管加热元件。
23.图1是包括机翼12、水平稳定器14和机身16的飞机10的透视图。机翼12包括前缘18，并且水平稳定器14包括前缘20。当然，飞机也可包括竖直稳定器，并且本文的教示也适用于它们。
24.在图1的示出的配置中，飞机10具有固定翼设计。机身16从机头区段22延伸到机尾区段24，其中机翼12固定在机头区段22与机尾区段24之间的机身16上。水平稳定器14在机尾区段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创建升力并防止俯仰。机翼12和水平稳定器14包括临界吸力表面，诸如机翼12的上表面26和水平稳定器14的下表面28，其中如果机翼12的表面和水平稳定器14的表面中任何一者上形成结冰条件，则可能会发生流动分离和升力损失。图1还示出了具有嵌入式cnt加热元件30的结构，所述结构安装在机翼12的前缘18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的结构可安装到飞机10的任何前缘或非前缘表面上。具有嵌入cnt加热元件30的结构用于生成热，以便防止冰在上述表面中的任何一者上形成或使冰脱落。此外，应当注意的是，所述组件可安装到发动机唇口和发动机感应除冰器上，通常用附图标记31示出。
25.更详细地，并且如图2中所示，在一个实施方案中提供了一种包括加热器垫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，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.在非限制性示例中，加热层300包括至少一片碳同素异形体材料，诸如碳纳米管
(cnt)，所述材料具有大体圆柱形结构。cnt片可由悬浮在基质中的cnt、干燥的cnt纤维或cnt纱线形成，仅举少数几个非限制性示例。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，并且gnr是超薄宽度的石墨烯条带。
28.此外，应当注意，加热层300可以是包括若干层的加热组件。层300可包括例如美国专利号11,167,856中公开的结构，所述结构包括由金属层包围的cnt和硅的复合材料。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。此类材料的示例在加热时会熔化，在冷却时会凝固，并且在冷却后可重新熔化或成型。固化过程是完全可逆的，并且这样做不会损害材料的物理完整性。
30.现有技术的cnt加热器通常利用热固性材料。与图3中示出的封装层304、306相反，使用热固性材料在固化期间会创建不可逆的化学键。为此，热固性材料不能熔化/逆转，并且这种当前的技术状态使修理加热器或组件变得困难，如果不是不可能的话。
31.可用作热塑性介电封装层304、306的材料的示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可被加热和重整，所以如果它们或加热层300损坏，则它们的组合可被加热和分离。
33.现在参考图2和图4，示出了包括cnt加热器202的多层结构的实施方案。在所述实施方案中，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可由热塑性塑料形成。在一个实施方案中，复合结构402、404由与热塑性封装层304、306相同的热塑性塑料形成。在另一实施方案中，复合结构402、404由与热塑性封装层304、306不同的热塑性塑料形成。
34.可提供cnt加热器202，并且然后通过添加热粘合到复合结构402、404。在一个实施方案中，热中的一些或全部可由cnt加热器提供。
35.本文的实施方案可减少制造复杂性/成本，并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，而不必丢弃整个结构部件，因此降低修理和维护成本。热塑性结构的使用还将提供加热器垫可操作的温度上限，这可减少设计约束。这些特征可应用于所讨论的以下示例中的任何一个。
36.应当注意，虽然示出为彼此直接接触，但额外层或粘合剂材料可设置在复合结构402、404与热塑性封装层304、306之间。因此，后复合结构在一些情况下可直接接触封装层306以及与其分离(例如，不直接接触)。
37.如图2中所示并且适用于本文的所有实施方案，复合结构402、404可形成为具有使得它们可应用于如上所示的飞机的表面中的任何一个的形状。cnt加热器202可形成为扁平或成形垫，并且然后放置在结构402、404中的一个上，并且然后提供结构402、404中的另一个以封装cnt加热器202。然后，可加热如此形成的结构以至少部分地熔化它们以将组件粘合在一起。因此，在一个实施方案中，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，其他层或材料可放置在cnt加热器202与结构402、404之间。然后，
可施加热以将组件粘合在一起。
38.图5示出了组件的另一实施方案。所述组件包括额外的任选层/元件。所述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可仅包括低冰粘附涂层520(图8)。
39.如图5至图7中所示，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中所示，传感器层501的传感器502可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可包括两种类型的传感器504、506，这减少了安装不同类型的传感器所需的额外电线的数量。
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的个别读数可例如由控制器550以多种方式进行处理。
43.例如，控制器550可使用已知的时间延迟或波长处理来自对应传感器504、506的每个信号。传感器504、506中的每个可与飞机的特定位置相关联以用于映射。图5示出了固定数量的传感器，然而，应当理解，可使用任何数量的传感器和传感器布置。另外，虽然基于光纤的传感器的布置位于基板550的表面上，但是可了解的是，传感器可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。
44.如图所示，电缆508在图9中的水平方向以及图5和图7中的竖直方向上延伸，以示出任一种取向都是可能的。在非限制性示例中，传感器504、506可被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。图2中示出了加热器202中的区域，但可应用于本文公开的所有cnt加热器，并且取向可以是竖直的或水平的，如图所示。图9中示出了对应于图2中的区域的示例。
45.图5、图6和图8的低冰粘附涂层520可以是冰难以粘附的任何类型的涂层。低冰粘附涂层可包括：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。涂层还可包含氟化物。此种层的示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低冰粘附而不会变成冰。此种材料的示例可以具有低冰粘附力，至少低于200 psi(磅每平方英寸)，优选低于100 psi，且通常低于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、湿滑液体注入纳米结构表面(slips)、hygratek、nanosonic疏冰涂层公司的hybridshield0、ppg icephobic涂层、nei公司的nanomyte superai或其他具有低冰粘附的材料/涂层。示例和用法在美国专利号10,875,632中有更完整的描述，所述美国专利以引用
的方式并入本文中。
47.低冰粘附涂层520也可包括健康监测能力。
48.术语“约”意在包括与基于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.本文使用的术语仅仅是为了描述特定实施方案，并且不意在限制本公开。如本文使用，单数形式“一个(种)”和“所述”意在也包括复数形式，除非上下文明确另外指示。还应当理解，术语“包括”当在本说明书中使用时，指定存在陈述的特征、整数、步骤、操作、元件和/或部件，但是并不排除存在或添加一个多个其他特征、整数、步骤、操作、元件部件和/或其群组。
50.虽然已经参照示例性实施方案描述了本发明，但是本领域的技术人员将理解，在不背离本发明的范围的情况下，可做出各种改变，并且可用等效形式取代其要素。另外，在不背离本发明的基本范围的情况下，可做出许多修改来使特定情形或材料适于本公开的教示。因此，意图在于本公开不限于所公开的作为设想用于实施本公开的最佳模式的具体实施方案，而是本公开将包括落在权利要求的范围内的所有实施方案。

技术特征：
1.一种用于控制飞机的表面上的积冰的系统，所述系统包括：碳纳米管(cnt)加热器，所述cnt加热器包括：cnt层；第一封装层，所述第一封装层设置在由第一封装层热塑性材料形成的所述cnt层的第一侧上；以及第二封装层，所述第二封装层设置在由第二封装层热塑性材料形成的所述cnt层的第二侧上；前复合结构，所述前复合结构包括设置在cnt加热器的所述第一侧上的前复合结构热塑性材料；后复合结构，所述后复合结构包括设置在cnt加热器的所述第一侧上的后复合结构热塑性材料；以及传感器层，所述传感器层设置在所述cnt加热器与所述前复合结构和所述后复合结构中的一者之间。2.如权利要求1所述的系统，其还包括：控制器，所述控制器从所述传感器层中的传感器接收信息并基于所述接收到的信息而控制所述cnt加热器。3.如权利要求2所述的系统，其还包括低冰粘附涂层，所述低冰粘附涂层设置在所述前复合结构上，位于所述前复合结构的与所述cnt加热器相对的一侧。4.如权利要求1所述的系统，其还包括低冰粘附涂层，所述低冰粘附涂层设置在所述前复合结构上，位于所述前复合结构的与所述cnt加热器相对的一侧。5.如权利要求1所述的系统，其中所述传感器层包括温度传感器和应变传感器中的一者或两者。6.如权利要求1所述的系统，其中所述传感器层包括光纤传感器。7.如权利要求1所述的系统，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同一热塑性材料。8.如权利要求7所述的系统，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。9.一种用于控制飞机的表面上的积冰的系统，所述系统包括：碳纳米管(cnt)加热器，所述cnt加热器包括：cnt层；第一封装层，所述第一封装层设置在由第一封装层热塑性材料形成的所述cnt层的第一侧上；以及第二封装层，所述第二封装层设置在由第二封装层热塑性材料形成的所述cnt层的第二侧上；前复合结构，所述前复合结构包括设置在cnt加热器的所述第一侧上的前复合结构热塑性材料；后复合结构，所述后复合结构包括设置在cnt加热器的所述第一侧上的后复合结构热塑性材料；以及低冰粘附涂层，所述低冰粘附涂层设置在所述前复合结构上，位于所述前复合结构的
与所述cnt加热器相对的一侧。10.如权利要求9所述的系统，其还包括：控制器，所述控制器从测量所述系统中的温度或应变的传感器接收信息，并且基于所述接收到的信息而控制所述cnt加热器。11.如权利要求9所述的系统，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同一热塑性材料。12.如权利要求11所述的系统，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。13.一种形成用于控制飞机的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；第一封装层，所述第一封装层设置在由第一封装层热塑性材料形成的所述cnt层的第一侧上；以及第二封装层，所述第二封装层设置在由第二封装层热塑性材料形成的所述cnt层的第二侧上；接收包括前复合结构热塑性材料的前复合结构；接收包括一个或多个传感器的传感器层；将所述前复合结构设置在cnt加热器的所述第一侧上；接收包括后复合结构热塑性材料的后复合结构；将所述传感器层设置在所述cnt加热器结构的所述第二侧上；将所述后复合结构设置在cnt加热器的所述第二侧上，以使得所述传感器层位于所述cnt加热器与所述后复合结构之间，以形成包括所述前复合结构、所述cnt加热器、所述传感器层和所述后复合结构的组件；以及对所述组件进行加热以至少部分地熔化所述前复合结构热塑性塑料和所述后复合结构热塑性塑料以及所述第一封装层热塑性塑料和所述第二封装层热塑性塑料，以将所述组件粘合在一起。14.如权利要求13所述的方法，其中加热包括用所述cnt加热器提供热。15.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同一热塑性材料。16.如权利要求13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。17.如权利要求13所述的方法，其还包括：将低冰粘附涂层设置在所述前复合结构上，位于所述前复合结构的与所述cnt加热器相对的一侧。

技术总结
一种用于控制飞机的表面上的积冰的系统，所述系统包括：碳纳米管(CNT)加热器，所述CNT加热器包括：CNT层；第一封装层，所述第一封装层设置在由第一封装层热塑性材料形成的CNT层的第一侧上；以及第二封装层，所述第二封装层设置在由第二封装层热塑性材料形成的CNT层的第二侧上。所述系统还包括前复合结构，所述前复合结构包括设置在所述CNT加热器的第一侧上的前复合结构热塑性材料；后复合结构，所述后复合结构包括设置在所述CNT加热器的第一侧上的后复合结构热塑性材料；以及传感器层，所述传感器层设置在所述CNT加热器与所述前复合结构和所述后复合结构中的一者之间。构和所述后复合结构中的一者之间。构和所述后复合结构中的一者之间。


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：2022.09.13
技术公布日：2023/4/21