JPH0134318Y2 - - Google Patents

Description

【考案の詳細な説明】 （産業上の利用分野） 本考案は空気データ感知器に関し、さらに詳細
に言えば、上記の発熱体用として正の温度係数
（以下、PTCという）をもつ抵抗体を用いる空気
データ感知器に関する。

（従来の技術） 従来の技術において、PTCをもつ抵抗体の材
料を各種の装置を加熱するために用いることは開
示されている。

英国特許第1371709号明細書には、PTCをもつ
抵抗体の材料から成る発熱体を有する空気データ
感知器用の圧力ヘツドが示されており、上記の材
料は変態温度（すなわち、キユリー温度）と呼ば
れる一つの温度に達するまでは低い水準の電気的
抵抗値を有し、その後において上記の一つの温度
に達したる後は上記の電気的抵抗値は実質的には
増加する。

トロイド状の（円すい曲線回転体状の）あるい
は管状の環形発熱体を上記の圧力ヘツドの内部に
その発熱体の外方の周方向の表面を上記の圧力ヘ
ツドの本体の内方の壁に対向して装備することに
より、上記の圧力ヘツドの除氷が行われる。

この型式の装置にあつては、上記の発熱体を要
求されるように正しい形状と厳しい裕度とにおい
て製造することに困難性があり、さらに、上記の
発熱体と上記の圧力ヘツドすなわち探針の壁との
間の伝熱の有効性を制限するような取りつけ上に
おける問題もまた生ずる。

米国特許第3489884号明細書には風よけガラス
のワイパー羽根に上記のPTCをもつ抵抗体を発
熱体として使用したことが、また、米国特許第
3338476号明細書にはエーロゾル（固体または液
体の膠質微粒子を霧状に分散させた状態のもの
の）容器について発熱体を使用したものが、それ
ぞれ、示されている。

さらに、米国特許第3375774号明細書にはPTC
をもつ抵抗体を発熱体として使用した全自動コー
ヒー・ポツトが示されている。

現在使用されている一つの重要なPTCをもつ
材料はチタン酸バリウムであつて、そのPTC特
性は従来から認識されていた。空気データ感知器
用の羽根に発熱体を取りつけるときはいつでも、
その羽根に対して良好な熱的接触状態になければ
ならないと同時に、その羽根から発熱体は電気的
には絶縁された状態になければならない。

PTCをもつ抵抗体の発熱体要素について各種
のカプセル化材料が従来使用されており、たとえ
ば、米国特許第3824328号明細書の表示によれば、
カプセル材料としてはケイ素樹脂、ポリアミドお
よびポリイミドが用いられ、その上、上記のカプ
セル材料の当初に形成する層の外側に外方からエ
ポキシが固着剤として使用され得る。

米国特許第3835434号明細書にはPTCをもつ抵
抗体のパツケージもまた示される。米国特許第
3898422号明細書には発熱体要素を構造物に結合
することが説明される。

PTCをもつ材料は他の応用として、たとえば、
原動機の起動装置、カラー・テレビジヨン管用の
磁場中和装置に使用され、また、各種の電流制限
用の応用もある。

（考案の概要） 本考案の概要を次に説明する。本考案にあつて
は、PTCをもつ抵抗体を発熱体として迎え角羽
根に結合して用い、この迎え角羽根の温度を一つ
の水準に維持するように自動的に作用する装置が
示され、この一つの水準において上記の羽根は除
氷されるがその羽根の材料そのものは構造的には
元のままの状態にあつて何らの影響を受けないよ
うにされる。

上記のPTCをもつ抵抗体を上記の羽根の小さ
い、長手方向に伸長した薄い空間溝内に組立てて
取りつける方法もまた示される。

本考案において、一例示として空気データ感知
器の除氷用発熱組立体として使用されるPTCを
もつ抵抗体材料は感知器本体内に形成された溝に
埋めこまれる。

上記の発熱組立体はたわみ性のある導電性コネ
クタ（ストリツプ部材）によつて並列に接続され
た細片の形状を有する複数個の個々の発熱抵抗体
から成り、上記の導電性コネクタは上記の細片
を、これらが相互にわずかに動き得るように接続
する。

このことは、上記の細片が上記の空気データ感
知器に対して使用中に膨脹しかつ収縮し得るに十
分な程の弾性を有する熱的に伝導性があり、か
つ、電気的に絶縁性のある適当の材料中に上記の
細片をカプセル化することをも可能とする。

一般に、空気データ感知器の使用中には周囲温
度は大幅な範囲にわたり変化するので、熱的変化
で誘起される細片の寸法変化も大幅となる。
PTCをもつ抵抗体材料と感知器材料との互に異
つた膨脹係数もまた適合されねばならない。

たとえば、航空機のような輸送機関が離陸前に
滑走している時とか、あるいは離陸直後にある針
路をとつている時に、感知器の作動状態において
発熱要求量を十分に供給するほどに発熱体の容量
が大きいときは、通常の抵抗線を用いた発熱体は
空気データ感知器内において著しい高温に達する
可能性がある。

しかし、前記輸送機関が離陸して高高度に達し
た後、特に高速航行中は極端な低温（氷結温度）
状態となる。しかも、前述の高温状態から低温状
態への移行が数分ないし数十分という極めて短時
間のうちに行なわれる。

上記のPTCをもつ抵抗体の発熱体は、空気デ
ータ感知器の温度を自動的に調整し、かつ、探針
すなわち空気データ感知器の羽根の構造的の崩壊
を生じないように十分低い水準に上記の温度を保
つ。

本考案の装置に使用されるPTCをもつ抵抗体
の材料は、たとえば、チタン酸バリウムであつ
て、このチタン酸バリウムはPTC特性を表わし、
かつ、広範囲に使用されている周知の磁器材料で
ある。

このようなPTC特性を持つ発熱抵抗体材料は
極めてもろいものであるから、これらのPTC発
熱抵抗素子が相互に動き得ないような固定関係
で、ストリツプ部材（条片）や被覆部材（カプセ
ル材料）と堅く係合していると、前記のように、
高温状態から低温状態への移行が数分ないし数十
分という極めて短時間のうちに行なわれた場合に
は、PTC特性をもつ抵抗発熱体相互間あるいは
PTC抵抗発熱体の内部と外部、またはPTC抵抗
発熱体の組立体とこれが組込まれている溝との温
度差すなわち温度勾配が大きくなり、これに基づ
く熱的ストレスあるいは熱膨張係数の差が大きい
場合には、PTCヒータ素子にクラツクを生じ、
故障の原因となる。

本考案の一実施例に開示される空気データ感知
器には、例えば後退羽根をもつ迎え角感知器が選
ばれるが、その他の羽根をもつ感知器にも本考案
は適用される。米国特許第3882721号明細書に説
明される典型的の羽根感知器の装備上の詳細は、
本考案の装備上の詳細に参照され、また、動作上
の説明も同じく参照される。米国特許第3882721
号明細書には線型式の発熱体が説明される。

（実施例） 本考案の一実施例を示す第１図において、空気
データ感知器１０は、長手方向に伸長している後
退羽根１２として示される探針をもち、この探針
は施回運動を行うように、図示されていない装置
により、探針の底辺端部において装備用円板１１
を用いることにより従来の方法によつて装備され
る。

後退羽根１２は装備用円板１１に付けられ、装
備用円板１１は米国特許第3882721号明細書に示
されるような適当の装備用の構造物に順次装備さ
れる。後退羽根１２は、たとえば、航空機外にお
いて流体の流れの中にあり、その航空機の迎え角
を感知するために使用される。

この状態において、後退羽根１２は動作中に除
氷される必要があり、この除氷のために使用され
る発熱体は、後退羽根１２あるいは空気データ感
知器１０を通過する空気流量が大きい場合におい
ても、氷を融解できるような十分な熱を発生しな
ければならない。同時に、空気データ感知器１０
が受ける最高温度を制限することが望ましい。

後退羽根１２は内部に形成されたみぞ１３を有
し、このみぞ１３は後退羽根１２の後縁１５に向
けて開口する。

第２図から明らかなように、後退羽根１２の前
縁１４は装備用円板１１の中央にある装備用の
軸、すなわち、施回用の軸から後退傾斜してお
り、後縁１５もまた同様に後退しているが、前縁
および後縁のそれぞれの後退角は互に異なる。

後退羽根１２中のみぞ１３は発熱組立体１６を
装備するのに使用され、この発熱組立体１６は複
数個の個個のPTCをもつ抵抗体材料のヒータ素
子すなわち要素１７〜１９から成る。

発熱組立体１６の構成は、第３図および第４図
において明らかにされている。これらの両図にお
いて、発熱体の主要部分においては要素１７が標
準の形状をもつて形成され、発熱組立体１６の傾
斜した端部の近くでは、要素１８および１９がそ
の端部に適合する形状をもつて形成されて、後退
羽根１２の外方端部における狭いみぞ部分を埋め
る。

図示の各要素１７，１８および１９は、いずれ
も、実質上均等な厚みをもつように形成された扁
平な細片である。これらの要素は、それぞれの扁
平な表面は伝導性の良い材料で被覆されており、
頂部の電気接続を行う条片（ストリツプ部材）２
２および底部の電気接続を行う条片２３をそれぞ
れ用いて並列に電気的に接続される。

これらの条片２２および２３には開口部２４が
図示のように設けられており、条片はベリリウム
銅のような導電性のあるはんだ付けの可能な材料
からつくられる。

各要素１７，１８および１９と各条片２２およ
び２３とは共にはんだ付けされ、開口部２４を通
してはんだは容易に流下し、各要素１７，１８お
よび１９の表面に接融する。PTCをもつ抵抗体
の要素を製造するに当り、上記の扁平な表面は銀
あるいは類似のものにて金属被覆され、条片２２
および２３はその銀の層にはんだ付けされる。

このとき、発熱体の個々の要素１７，１８およ
び１９を損うことのないようにはんだ付け作業に
注意を払わねばならない。

正規のはんだ付け技術を用い、適当のはんだ付
用のフラツクスおよびはんだ付用の組成物を適用
することが、条片２２および２３を要素１７，１
８および１９に電気的に結合するに当つてのみで
はなく、両者を物理的に結合してこの空気データ
感知器が使用されている厳寒に耐えるに十分の強
度を付与するに当つても適切であることが判明し
ている。

所望の位置において所望の長さを有する適当の
リード線すなわち口出線２５が条片２２および２
３の各々に付けられる。これらの口出線２５は装
備用円板１１を組立てる際に開口部を経て取出さ
れ、航空機内の電源および制御装置に接続され
る。

要素１７，１８および１９と条片２２および２
３との副組立体をはんだ付け作業後、これら要素
の材料内に吸収された可能性のある溶剤を、炉内
においてできる限り駆逐することが好ましいこと
も判明している。

引続いて、この副組立体は適当の型の内に置か
れ、所望の形態に支持され、次に適当な固着用被
覆部材すなわちカプセル化材料で、この副組立体
の周囲を被覆する。

この材料から成る層２７は、熱的に引起される
寸法の変化に適合し、各要素１７〜１９に過度の
ストレスが加わつてこれらにクラツクを発生した
りするのを防止するに十分のたわみ性を有し、層
２７は要素１７，１８および１９から後退羽根１
２へ所望の速度で伝熱するように、伝熱性がよい
ことが必要である。また、層２７の材料は抵抗体
材料の品質を劣化させるようないかなる材料も含
むべきではない。

航空機用に用いる空気データ感知器の外壁とな
る後退羽根１２は、それが受ける高速気流に十分
耐え得るように剛性の高い材料で作られなければ
ならない。このような高剛性材料は通常は金属で
あり、その熱膨張係数が前記のPTC抵抗発熱体
のそれとは大幅に相違する。

したがつて、前記のような、航空機における短
時間内での大幅な温度変化時に、熱膨張係数の差
に起因してPTC抵抗発熱体に働く圧縮力や引張
力を緩和してPTC抵抗発熱体の破壊を防止する
ためには、剛性の後退羽根１２とPTC抵抗発熱
体との間に膨脹、収縮差を吸収するための部材を
配置することが必要である。

このような観点から、シリコーンゴムは満足す
べき特性を示した。第４図および第５図において
明らかなように、層２７は全体の副組立体を取り
囲み、要素１７，１８および１９の互いに隣接す
る端部の間にある空所に固着用材料すなわちカプ
セル化材料は入りこむ。

発熱組立体１６はみぞ１３に滑りこむほどの寸
法に製造され、みぞ１３の内面は流動可能な液体
状のシリコーンゴムから成る材料で被覆され、こ
の材料は結合剤として作用し、その材料の量は適
量を超えるほど十分に与えられる。

要素１７，１８および１９、条片２２および２
３、および層２７から成る発熱組立体１６は、こ
こでみぞ１３内へ圧入される。過剰のシリコーン
ゴムから成る材料はみぞから押し出され、それに
よつて空気だまりをすべて取除き、探針そのもの
に対してあらかじめ定めた熱的伝導を生ずること
となる。

液体状のシリコーンゴムが乾燥すると過剰のし
たたりあるいはせき止められたものが取り除かれ
て、みぞの背面の開口部は閉じられる。この開口
部を閉じることは、図示はしてないが、カバー条
片あるいはカバー板を用いて通常行われ、その
後、みぞの開口部を密封するためにエポキシが使
用され得る。

口出線２５はいずれも発熱組立体１６の主要部
分がみぞ１３内に置かれる前に装備用円板１１の
開口部を経て導き出される。

PTCをもつ抵抗体の発熱体がはじめて通電さ
れる時に過剰のサージ電流が流れないように発熱
体は十分に大きい初期の抵抗値を有し、しかも、
空気データ感知器を通常作る材料としてのアルミ
ニウムの焼なまし温度以下の変態温度を発熱体が
有するように、発熱体の各要素は選ばれる。

したがつて、静穏な空気状態の下では、発熱体
の温度はその変態温度まで上昇し、抵抗値は急激
に増大し、後退羽根の温度は所望の水準で安定す
る。

本考案の装置の動作は次のとおりである。感知
器すなわち後退羽根が高所の空気流に、したがつ
て、氷に触れつつある時、感知器は冷却し始め、
PTCをもつ抵抗体の要素の抵抗値は低下するよ
うになるので、電力の消費は増大し、形成される
はずであつた氷を溶融するに十分の電力となる。

広範囲の温度にわたり変態温度をもつPTCを
もつ抵抗体が利用され得るので、動作開始温度の
選択性は容易である。

層２７は大きい電気的抵抗性、高い破壊電圧お
よび大きい熱伝導性とたわみ性を持つているか
ら、要素１７，１８および１９に対して発熱組立
体と後退羽根との間の熱的膨脹の差異に基く過剰
のひずみは生じない。

条片２２および２３もたわみ性を有するので、
要素１７，１８および１９も条片２２および２３
に対して相対的に、また、条片２２および２３の
相互間においてもわずかにたわみ得る。層２７の
材料の熱伝導性はあまり大きくあるべきではな
く、換言すれば、要素１７，１８および１９の熱
伝導性は後退羽根の熱伝導性に比して極端に接近
した値にするべきではないことが注意されねばな
らない。

その理由は、要素の中央部分から外方の表面部
分に至る温度の傾斜があまり大きいとPTCをも
つ抵抗体材料の破壊を生ずるからである。

【図面の簡単な説明】

第１図は本考案の空気データ感知器用発熱体お
よび空気データ感知器の一実施例を示す分解斜視
図であつて、発熱組立体を後退羽根に取りつける
前の状態を示す。第２図は第１図に示す実施例を
後退羽根に沿つて縦方向に切断した断面図であ
る。第３図は第１図に示す実施例の発熱組立体の
平面図で一部分を取り除いて示す。第４図は第３
図と同様の発熱組立体の側面図で同様に一部分を
取り除いて示す。第５図は第３図の線５−５に沿
う断面図である。 １０……空気データ感知器、１２……後退羽
根、１６……発熱組立体、１７，１８，１９……
発熱組立体の個々の要素、２２，２３……電気接
続を行う条片。

Claims (1)

1. 【実用新案登録請求の範囲】 (1) 軸にそつた長手方向の羽根を備えた空気デー
   タ感知器の氷結防止のために、前記空気データ
   感知器を加熱するように、前記空気データ感知
   器に形成された溝に組込まれた除氷用ヒータ組
   立体を有する航空機用空気データ感知器であつ
   て、 それぞれが２つの対向面を有する複数の
   PTCヒータ素子と、 前記PTCヒータ素子の第１の対向面に電気
   的に接触するように、これに結合された可撓
   性、電気導電性、かつ熱伝導性のストリツプ部
   材と、 前記ストリツプ部材およびPTCヒータ素子
   の第２の対向面を電源に接続するための電気的
   リードと、 前記PTCヒータ素子およびストリツプ部材
   を被覆してヒータ組立体を形成するための電気
   絶縁性、かつ熱伝導性の可撓性被覆部材とより
   なり、 前記被覆部材は、航空機が遭遇するような急
   峻な熱的勾配のある状態で、PTCヒータ素子
   が相互に相対的に動くことができるように十分
   な可撓性を有し、 かつ前記ヒータ組立体は、前記空気データ感
   知器の羽根に対して熱伝導性をもつように羽根
   に形成された溝内に組込まれたことを特徴とす
   る航空機用空気データ感知器。 (2) 前記ヒータ素子を電気的に並列に接続して一
   つの組立体を形成する１対の可撓性ストリツプ
   部材を含み、電気的リードがそれぞれのストリ
   ツプ部材に接続されていることを特徴とする前
   記実用新案登録請求の範囲第１項記載の航空機
   用空気データ感知器。 (3) 前記溝は、長手方向に伸長している後退羽根
   に、その長手方向の露出部のほぼ全体にわたつ
   て設けられ、前記後退羽根は、その底端部にお
   いて旋回運動可能に取付けられたことを特徴と
   する前記実用新案登録請求の範囲第１項記載の
   航空機用空気データ感知機。