JP2020095960A - 多層構造、および航空機コンポーネント - Google Patents

Abstract

【課題】 カーボンナノチューブヒータを有する多層構造を提供する。【解決手段】 ＣＮＴヒータを備える第１のヒータ層であって、当該ＣＮＴヒータはカーボンナノチューブとシリコーンとの合成物を含む、当該第１のヒータ層と、ＰＴＣヒータを備える第２のヒータ層であって、当該ＰＴＣヒータはカーボンブラックとポリマーとの合成物を含む、当該第２のヒータ層と、を備える、多層構造が開示され、第１のヒータ層及び第２のヒータ層は、各々、第１及び第２のヒータ層に対して電気的に直列であり、第１のヒータ層は電気抵抗率に対して負の温度係数を有し、第２のヒータ層は電気抵抗率に対して正の温度係数を有する。また、多層構造を含む航空機コンポーネントが開示される。【選択図】図１

Description

例示的実施形態は、カーボンナノチューブヒータの技術に関し、より具体的には、航空機で使用されるカーボンナノチューブヒータを備える多層構造に関する。

航空機は、着氷を防止する航空機の羽根の電熱加熱技術を使用する。カーボンナノチューブ（ＣＮＴ）ヒータは、そのヒータが高い強度対重量比、及び高電力密度を有するため、航空機応用に対して有望な選択である。例えば、ＣＮＴヒータは、カーボンナノチューブ及びシリコーンの合成物を含み得る。しかしながら、高温において、カーボンナノチューブヒータの電熱抵抗は、著しく減少し（負の温度係数）、過度の電力出力及び羽根の過熱をもたらす。

加えて、羽根除氷システムは、多くの場合、複数の温度センサを使用して、羽根表面温度を監視及び制御する。しかしながら、温度センサは、単一の局所的位置での温度だけを監視することができる。さらに、羽根の表面全体にわたって、温度センサを設置することは実現が難しい。温度が羽根の表面にわたって高温点及び低温点で変化し得るため、斯かるシステムで羽根温度を監視または制御することが困難な状態になる。次に、この温度変化は、本システムの過熱及び故障をもたらす可能性がある。

したがって、電力出力効率を改善し、羽根表面全体にわたって温度を調整し、過熱を防止することができる航空機用のＣＮＴヒータを有する頑丈かつ軽量の構造を開発する必要がある。

ＣＮＴヒータを備える第１のヒータ層であって、当該ＣＮＴヒータはカーボンナノチューブとシリコーンとの合成物を含む、当該第１のヒータ層と、ＰＴＣヒータを備える第２のヒータ層であって、当該ＰＴＣヒータはカーボンブラックとポリマーとの合成物を含む、当該第２のヒータ層と、を備える、多層構造が開示され、第１のヒータ層及び第２のヒータ層は、各々、第１及び第２のヒータ層に対して電気的に直列であり、第１のヒータ層は電気抵抗率に対して負の温度係数を有し、第２のヒータ層は電気抵抗率に対して正の温度係数を有する。

また、多層構造を含む航空機コンポーネントが開示される。

以下の説明は、任意の方法において限定的であると考慮されるべきではない。付随の図面を参照すると、同様の要素は、同様に番号が付けられている。

例示的実施形態による、多層構造の断面である。 多層ヒータ構造に関する抵抗対温度データを示す線グラフである。 多層ヒータ構造に関する電力対温度データを示す線グラフである。 例示的実施形態による、多層ヒータ構造の直列回路図である。

開示された装置及び方法の１つ以上の実施形態の詳細な説明は、例示によって本明細書に提示され、図を参照して限定されるものではない。

図１を参照すると、多層構造１０は、金属層１２、接着層２２、ガラス繊維層１４、第１のヒータ層１６、及び第２のヒータ層１８を含む。多層構造１０は、図１に示されるものよりも、多い層または少ない層を含み得る。例えば、多層構造１０は、追加の接着層２２及び追加のガラス繊維層１４を含み得る。多層構造１０は、図１に示されるものと同じ順序で配列される層を含み得る。代替として、多層構造１０は、図１に示されるものと異なる順序で配列される層を含み得る。例えば、図１に示されるように、金属層１２は、第２のヒータ層１８よりも第１のヒータ層１６の近くに位置し得る。代替として、金属層１２は、第１のヒータ層１６よりも第２のヒータ層１８の近くに位置し得る（例えば、図１に示されるような第１のヒータ層１６及び第２のヒータ層１８の位置を交換することができる）。

図４を参照すると、第１のヒータ層１６及び第２のヒータ層１８は、各々、第１のヒータ層１６及び第２のヒータ層１８に対して電気的に直列であり得る。「Ｖ」は電圧源を示す。言い換えれば、最初に、電流は第１のヒータ層１６を通過することができ、その後、続いて、電流は、第２のヒータ層１８を通過することができる。

第１のヒータ層１６は、電気抵抗率に対して負の温度係数を有し得る。言い換えれば、第１のヒータ層１６の温度が増加するにつれて、第１のヒータ層１６の電気伝導度が増加する（すなわち、電気抵抗が減少する）。第２のヒータ層１８は、電気抵抗率に対して正の温度係数を有し得る。言い換えれば、第２のヒータ層１８の温度が増加するにつれて、第２のヒータ層１８の電気抵抗が増加する（すなわち、電気伝導度が減少する）。

電流が第１のヒータ層１６を通過するとき、第１のヒータ層１６の温度が増加し、ひいては、第１のヒータ層１６の電気抵抗が減少する。これは、第１のヒータ層１６からの熱散逸の増加をもたらす。次に、電流が第２のヒータ層１８（電気的な直列において隣にある）を通過し、第２のヒータ層１８の温度を増加させ、ひいては、第２のヒータ層１８の電気抵抗が増加する。したがって、高温において、第１のヒータ層１６から来る電流は、続いて第２のヒータ層１８を通過するときに抑制されるだろう。従って、第１のヒータ層１６及び第２のヒータ層１８は、自己調整関係を有するだろう。従って、第１のヒータ層１６及び第２のヒータ層１８は、多層構造１０の温度を均衡及び安定させるだろう。これは、多層構造１０の熱出力のための自己調整ループを作る。例えば、第１のヒータ層１６から出力された温度及び電力出力が過度である場合、第２のヒータ層１８（抵抗が増加した）は、ループ内の電流を抑制することによって補正され、それによって、第１のヒータ層１６への電力が減るであろう。この補正効果は、自己調整システムをもたらす。したがって、多層構造は、局所的な高温点及び低温点に対処し、航空機の羽根の表面にわたって一様な温度プロフィールを維持することができる。多層構造１０は、電力出力効率を改善し、羽根表面全体にわたって温度を調整し、過熱を防止することができる航空機用の頑丈かつ軽量のヒータ構造である。

第１のヒータ層１６は、カーボンナノチューブ（ＣＮＴ）ヒータを備え得る。例えば、ＣＮＴヒータは、カーボンナノチューブとシリコーンとの合成物を含み得る。

第２のヒータ層１８は、正の温度係数（positive temperature coefficient，ＰＴＣ）ヒータを備え得る。例えば、ＰＴＣヒータは、カーボンブラックとポリマーとの合成物を含み得る。

所与の温度に対して、合成物の電気抵抗は、その組成を変化させることによって変化し得ることが当技術分野で理解されている。例えば、第１のヒータ層１６のカーボンナノチューブの割合を増加させるにつれて、電気抵抗は、所与の温度に対して減少する（Ｋ．Ｃｈｕ、Ｄ．Ｋｉｍ、Ｙ．Ｓｏｈｎ、Ｓ．Ｌｅｅ、Ｃ．Ｍｏｏｎ、及びＳ．Ｐａｒｋ、「Ｅｌｅｃｔｒｉｃａｌ ａｎｄ ｔｈｅｒｍａｌ ｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓ ｏｆ ｃａｒｂｏｎ−ｎａｎｏｔｕｂｅ ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ ｆｏｒ ｆｌｅｘｉｂｌｅ ｅｌｅｃｔｒｉｃ ｈｅａｔｉｎｇ−ｕｎｉｔ ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｓ」ＩＥＥＥ Ｅｌｅｃｔｒｏｎ Ｄｅｖｉｃｅ Ｌｅｔｔ．、ｖｏｌ．３４、ｎｏ．５、ｐｐ．６６８〜６７０、２０１３年５月）。同様に、第２のヒータ層１８のカーボンブラックの割合を増加させるにつれて、電気抵抗は、所与の温度に対して減少する（Ｋ．Ｃｈｕ、Ｄ．−Ｊ．Ｙｕｎ、Ｄ．Ｋｉｍ、Ｈ．Ｐａｒｋ、及びＳ．−Ｈ．Ｐａｒｋ、「Ｓｔｕｄｙ ｏｆ ｅｌｅｃｔｒｉｃ ｈｅａｔｉｎｇ ｅｆｆｅｃｔｓ ｏｎ ｃａｒｂｏｎ ｎａｎｏｔｕｂｅ ｐｏｌｙｍｅｒ ｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓ」、Ｏｒｇａｎｉｃ Ｅｌｅｃｔｒｏｎ．、ｖｏｌ．１５、ｎｏ．１１、ｐｐ．２７３４〜２７４１，２０１４年１１月）。したがって、第１のヒータ層１６及び第２のヒータ層１８の電気抵抗は、いずれかの所与の適用のために当業者によって、必要に応じて、変化し得ることが理解されている。

多層構造１０は、さらに、接着層２２（例えば、２つ以上の接着層２２）を含み得る。例えば、接着層２２は、熱導体物質、電気絶縁体材料、または前述のうちの少なくとも１つを含む組み合わせを含み得る。接着層２２は、隣接層を一緒に接合することができる。

多層構造１０は、さらに、ガラス繊維層１４（例えば、２つ以上のガラス繊維層１４）を含み得る。

多層構造１０は、さらに、金属層１２を含み得る。例えば、金属層１２は、アルミニウム、鋼、または前述のうちの少なくとも１つを含む組み合わせを含み得る。金属層１２は、多層構造１０の外側表面であり得る。例えば、金属層１２は、多層構造１０を含む航空機コンポーネントの外側表面であり得る。例えば、航空機コンポーネントは航空機の羽根であり得る。

（実施例）
図２及び図３を参照して、変化する温度（°Ｃ）における多層ヒータ構造の特性が提示されている。Ｒ１は、図１に示されるような多層構造１０の第１のヒータ層１６に関する抵抗（Ω）である。Ｒ２は、図１に示されるような多層構造１０の第２のヒータ層１８に関する抵抗（Ω）である。Ｒ１＋Ｒ２は、多層構造１０の電気的な直列の合成抵抗である。Ｒ３は、比較目的のために試験された、カーボンナノチューブとシリコーンとの合成物を含む、別に独立しているＣＮＴヒータの抵抗である。電気的な直列の合成抵抗（Ｒ１＋Ｒ２）は、図２に示されるような低温においてＲ３以下である。図３に示されるような電力（Ｒ１＋Ｒ２）は、図１に示されるような多層構造１０によって散逸される電力（ワット）である。

図２及び図３に示されるように、高温において、多層構造１０の平均電力散逸（Ｒ１＋Ｒ２）は、独立しているヒータＲ３よりも著しく低くなる。第２のヒータ層１８（Ｒ２）は、自己調整最大温度を補助し、その抵抗を増加させることによって、ひいては電流を減らすことによって、過熱を回避する。多層構造１０（Ｒ１＋Ｒ２）は、電力出力効率を改善し、羽根表面全体にわたって温度を調整し、過熱を防止することができる航空機用の頑丈かつ軽量のヒータ構造である。

用語「約（ａｂｏｕｔ）」は、出願時に利用可能である機器に基づく特定の量の測定値と関連付けられるある程度の誤差を含むことが意図される。

本明細書で使用された専門用語は、特定の実施形態だけを説明する目的のためのものであり、本開示を限定することを意図していない。本明細書に使用されるような単数形「ａ」、「ａｎ」、及び「ｔｈｅ」は、文脈で他に明確に示さない限り、同様に、複数形を含むことが意図される。さらに、用語「備える（ｃｏｍｐｒｉｓｅｓ）」及び／または「備えている（ｃｏｍｐｒｉｓｉｎｇ）」は、本明細書で使用されるとき、述べられた特徴、整数、ステップ、動作、要素、及び／または構成要素の存在を規定するが、１つ以上の他の特徴、整数、ステップ、動作、要素、構成要素、及び／またはそれらの群の存在または追加を除外するわけではないことが理解されるであろう。

本開示では例示の一実施形態または複数の実施形態を参照して説明されているが、本開示の範囲から逸脱することなく、様々な変更がされ得、均等のものがその要素の代わりになり得ることを当業者によって理解されるだろう。加えて、特定の状況または物質を本開示の教示に、その本質的範囲から逸脱することなく適応させるために、多くの修正がされ得る。したがって、本開示は、本開示を実行するために想到される最良の形態として開示される特定の実施形態に限定されないが、本開示は、「特許請求の範囲」の範囲内にある全ての実施形態を含むことが意図される。

Claims (12)

1. カーボンナノチューブ（ＣＮＴ）ヒータを備える第１のヒータ層であって、前記カーボンナノチューブヒータはカーボンナノチューブとシリコーンとの合成物を含む、第１のヒータ層と、
   正の温度係数（ＰＴＣ）ヒータを備える第２のヒータ層であって、前記正の温度係数ヒータはカーボンブラックとポリマーとの合成物を含む、第２のヒータ層と、
   を備え、
   前記第１のヒータ層及び前記第２のヒータ層は、各々、電気的に直列な、第１及び第２のヒータ層であり、
   前記第１のヒータ層は、電気抵抗率に対して負の温度係数を有し、
   前記第２のヒータ層は、電気抵抗率に対して正の温度係数を有する、多層構造。
2. 接着層をさらに含む、請求項１に記載の多層構造。
3. ２つ以上の接着層をさらに含む、請求項１に記載の多層構造。
4. 前記接着層は、熱導体物質、電気絶縁体材料、または前述のうちの少なくとも１つを含む組み合わせを含む、請求項２に記載の多層構造。
5. 金属層をさらに含む、請求項１に記載の多層構造。
6. 前記金属層は、アルミニウム、鋼、または前述のうちの少なくとも１つを含む組み合わせを含む、請求項５に記載の多層構造。
7. 前記金属層は、前記多層構造の外側表面である、請求項５に記載の多層構造。
8. 前記金属層は、前記第２のヒータ層よりも前記第１のヒータ層の近くに位置する、請求項７に記載の多層構造。
9. ガラス繊維層をさらに含む、請求項１に記載の多層構造。
10. ２つ以上のガラス繊維層をさらに含む、請求項１に記載の多層構造。
11. 請求項１に記載の多層構造を含む、航空機コンポーネント。
12. 前記航空機コンポーネントは前記航空機の羽根である、請求項１１に記載の航空機コンポーネント。

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