CN110831858A - 电热加热器 - Google Patents
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Abstract
用于防冰系统的电热加热器(2)包括：层压加热器垫(3)，包括主加热器元件层(36)、副加热器元件层(37)和介于主与副加热器元件层之间的至少一个电介质层(34)；和控制设备(5)，包括电源设备(51、52)和电流检测器(56)。控制设备(5)配置成具有(i)第一模式，其中电源设备(51、52)向主加热器元件层(36)供应加热器电流而不向副加热器元件层(37)供应加热器电流，且电流检测器(56)监测副加热器元件层(37)，用于检测指示主加热器元件层烧坏的主加热器元件层(36)的加热器电流的泄漏电流；和(ii)第二模式，其中电源设备(51、52)向副加热器元件层(37)供应加热器电流，而不向主加热器元件层(36)供应加热器电流。控制设备(5)配置成响应于由电流检测器(56)检测到泄漏电流而从第一模式切换到第二模式。
Description
技术领域
本发明总体上涉及一种防冰系统的电热加热器，其适用于在飞行器或其它空气动力学结构(诸如风力涡轮机的叶片)中使用，以防止形成冰和/或移除已经形成的冰。这两种功能可以分别称为防冰和除冰。
背景技术
对于飞行器来说，飞行器的外表面在飞行中结冰是不希望的。冰破坏了飞行器表面上平稳的空气流动，增加了阻力，并降低了机翼执行预期功能的能力。
此外，积聚的冰可能阻碍可移动控制表面(诸如机翼缝翼或襟翼)的移动。积聚在发动机进气口上的冰可能会突然大块脱落，这些大块可能被吸入到发动机中，并造成损坏。
因此，对于飞行器，尤其是商用飞行器来说，通常都要并入防冰系统。商用飞行器可以使用一种系统，该系统包括从发动机中排出热空气，然后所述热空气通过管道输送到机身部件(诸如容易结冰的机翼和尾翼的前缘)。最近，在诸如在EP-A-1,757,519(GKN航宇)中已经提出了一种电动系统，该专利公开了一种具有鼻部蒙皮的机翼缝翼，该鼻部蒙皮并入了电热加热毯或垫。加热器垫被结合到金属防蚀层的后表面，该金属防蚀层包括鼻部蒙皮的面向前的外表面。
加热器垫是“Spraymat”(商标)类型，并且是层压产品，包括由预浸渍玻璃纤维布制成的多个电介质层和通过将金属层火焰喷涂到一个电介质层上来形成的加热器元件。“Spraymat”从20世纪50年代由D.Napier&Sons Limited开发(见其GB-833,675，涉及用于飞行器的电气除冰设备或电气防冰设备)，随后由GKN航宇使用，具有较长的历史。
近年来，由GKN航宇生产的用于在机翼缝翼中使用的“Spraymat”形成在公工具上，并且包括铺设一叠层板，所述层板包括(i)在高压釜中预浸渍有环氧树脂的大约10层玻璃纤维织物，(ii)导电金属层(加热器元件)，该导电金属层已经使用掩模被火焰喷涂到层压件上，以形成加热器元件图案，以及(iii)最后大约3层玻璃纤维织物。电线被焊接到加热器元件，以允许连接到飞行器的电源系统。然后，加热器垫在高压釜中固化。
加热器垫通常并入导电接地平面作为安全装置，用于检测加热器垫的加热器元件的故障。接地平面被连接到飞行器接地件以及控制单元。
加热器垫通常非常可靠。然而，如果加热器垫中的加热器元件确实出现加热器烧坏形式的故障，电流将经由接地平面泄漏到飞行器接地件，并且控制单元能够检测电流的这种变化(通过检测供到加热器元件的电流的增加——所谓的过电流)，并采取措施防止加热器垫的结构的热损坏。
鼻部蒙皮的防蚀层也被连接到飞行器接地件上，这样，在防蚀层上受到雷击期间，产生的持续时间非常短的非常大的直流电通过防蚀层耗散到飞行器接地件上。
多年来，接地平面被设置为金属网或导电织物，诸如镀镍碳组织。
最近，接地平面已经被设置为火焰喷涂金属层(诸如铜或铜合金)，并且接地平面已经被喷涂到由热塑性材料而不是先前使用的热固性(例如环氧树脂)材料制成的电介质层上。在GB-A-2,477,338(GKN航宇)和GB-A-2,477,339(GKN航宇)中描述了这种较新类型的用于接地平面的布置。
关于检测加热器垫的加热器元件层的烧坏，接地平面用于将泄漏电流从损坏的加热器元件层转移到飞行器接地件，这是因为接地平面被电结合到由飞行器的框架提供的接地件。
在燃烧进入刀加热器垫的结构中并开始损坏其结构完整性之前检测到烧坏是很重要的。
随着开始发生烧坏，供应到加热器元件层的加热器电流将增加，并且这种增加能够通过监测通向加热器元件层的电源线而被检测到。当检测到烧坏时，加热器元件层可以被隔离和关断。
然而，由于加热器电流和检测能力的容限扩展(tolerance spread)，以及在应用足够的噪声抑制时，检测阈值必然相当粗糙。因此，在检测和关断发生之前，由于加热器元件层的加热器元件中的故障而导致的燃烧可能会显著发展。
在一些应用中，即使在加热器元件层已经发生故障和关断之后，防冰系统继续提供加热功能也是至关重要的。因此，加热器垫可以设有次(备用或紧急)加热器元件层，用于(主)加热器元件层故障和关断的情况。
然而，除了主加热器元件层之外，副加热器元件层的存在意味着加热器垫中没有用于接地平面的空间。这是因为所有金属层(主加热器元件层、副加热器元件层和接地平面)及其相关联的电介质绝缘层的存在会导致加热器垫的厚度累积到不可接受的水平。
希望提供一种改进的电热加热器。
发明内容
根据本发明的第一形态，提供一种电热加热器，所述电热加热器用于防冰系统，所述加热器包括：
层压加热器垫，所述层压加热器垫包括主加热器元件层、副加热器元件层和介于所述主加热器元件层与所述副加热器元件层之间的至少一个电介质层；以及
控制设备，所述控制设备包括电源设备和电流检测器；
其中所述控制设备被配置成具有(i)第一模式，在所述第一模式中，所述电源设备向所述主加热器元件层供应加热器电流，并且不向所述副加热器元件层供应加热器电流，并且所述电流检测器监测所述副加热器元件层，用于检测所述主加热器元件层的所述加热器电流的泄漏电流，所述泄漏电流指示所述主加热器元件层的烧坏；以及(ii)第二模式，在所述第二模式中，所述电源设备向所述副加热器元件层供应加热器电流，而不向所述主加热器元件层供应加热器电流；并且
其中所述控制设备被配置成响应于由所述电流检测器检测到所述泄漏电流而从所述第一模式切换到所述第二模式。
实际上，副加热器元件层在第一模式中用作临时接地平面，而在第二模式中用作加热器。加热器垫不再需要包括专用的永久接地平面(除了副加热器元件层之外)，专用的永久接地平面会不希望地增加加热器垫的厚度。
由于空间限制，以前认为不能够在双冗余防冰系统的加热器垫中并入故障检测层。
第一模式对应于加热器的正常操作模式，而第二模式对应于加热器的紧急(备用)操作模式，这是因为当在第一模式中主加热器元件层已经出现烧坏故障时使用第二模式。
在我们当前考虑的实施例中，所述电流检测器包括霍尔效应电流传感器和/或电流互感器。
对于交流加热器系统来说，电流互感器是一种简单的解决方案，这是因为临时接地平面(副加热器元件层)中的任何电流都必须是故障电流，并且因此能够被很容易地检测到。电流互感器对将副加热器元件层连接到飞行器接地件(飞行器接地)的结合线的串联电阻几乎没有影响。
电流互感器可被用于检测副加热器元件层中电流的增加(高于预定噪声阈值)和/或检测由主加热器元件层中发生的燃烧过程中的电弧放电引起的高频交流电流。
对于直流加热器系统来说，除了作为电弧检测机构之外，不可能采用电流互感器解决方案，但是与电流互感器类似，霍尔效应电流传感器对于副加热器元件层与飞行器接地件之间的电结合几乎没有任何影响。如同电流互感器，霍尔效应传感器可被用于检测副加热器元件层中电流的增加(高于预定噪声阈值)和/或检测由主加热器元件层中的电弧放电引起的高频交流电流。
在维持接地完整性的同时监测接地平面电流以前被认为是不可行的。这是因为接地平面必需被电结合到机身接地(接地件)，并且因此之前没有考虑过接地平面中的电流检测。然而，通过监测接地连接中的电流(通过使用电流互感器、霍尔效应传感器或类似的间接检测技术)，接地平面中的故障检测现在是可能的，同时经由接地连接(诸如电线或带)维持接地平面的电结合完整性。
在一些实施例中，所述副加热器元件层包括多个加热器元件。所述控制设备可以被布置成：在所述第一模式中将所述加热器元件电连接在一起，并且当从所述第一模式切换到所述第二模式时，将所述加热器元件重新配置为电分离的加热器元件。
副(紧急)层中的加热元件仅在主系统出现故障的情况下才被用于加热，当不活跃使用时，该加热元件可被连接在一起并被结合到系统接地。如此配置，副层成为故障检测接地平面，并且接地线(能够连接到飞行器接地或飞行器接地件的结合线或线路)中的电流监测可以被用于故障检测。如果检测到故障，则可以隔离主层，并且可以将所述副层重新配置成其预期的紧急防冰作用。
在一些实施例中，所述控制设备包括开关装置，在所述第一模式中，所述开关装置将所述副加热器元件层连接到接地线，并且在所述第二模式中，所述开关装置将所述副加热器元件层连接到所述电源设备的电源线。
在一些实施例中，所述控制设备包括控制单元；并且所述开关装置包括开关和继电器，所述继电器被配置成响应于所述控制单元的命令信号，以便将所述开关从处于所述第一模式切换到处于所述第二模式，其中响应于由所述电流检测器检测到所述泄漏电流而产生所述命令信号。
在一些实施例中，所述电流检测器包括传感器，所述传感器被定位成检测接地线中的泄漏电流，该接地线从副加热器元件层延伸，并且能够连接到接地件(诸如飞行器的机身接地件)。例如，传感器包括位于接地线周围或附近但不位于接地线中的传感器元件(例如传感器线圈)。
在一些实施例中，所述电源设备具有用于向所述主加热器元件层供电的第一电源线和用于向所述副加热器元件层供电的第二电源线。
在一些实施例中，所述控制设备的控制单元被配置成：在所述第一模式中连接所述第一电源线并断开所述第二电源线，并且在所述第二模式中断开所述第一电源线并连接所述第二电源线。
在一些实施例中，除了所述副加热器元件层之外，所述加热器垫不包括接地平面。
在一些实施例中，加热器垫包括层压堆叠，该层压堆叠包括第一组电介质层、副加热器元件层、第二组电介质层、主加热器元件层和第三组电介质层。第一组电介质层可以提供加热器垫的基部(或后表面)，并且第三组电介质层可以提供加热器垫的顶部(或前表面)。
为了便于制造，电介质层可以全部由相同的材料制成。
主加热器元件层和/或副加热器元件层可以是多孔的。多孔性促使相邻的介电材料通过加热器元件层迁移，这提高了加热器垫的结构完整性，并且使得在加热器元件层处不太可能发生分层。火焰喷涂可被用于铺设多孔的加热器元件层。
一种飞行器部件可以包括空气动力学外部面板和根据本发明的电热加热器，其中所述电热加热器的所述电热加热器垫被结合到所述外部面板的表面(例如后表面)。例如，所述外部面板可以是防蚀层。
所述飞行器部件可以被并入飞行器中，所述飞行器包括飞行器接地件(诸如机身接地件)。所述控制设备可以被配置成使得：在所述第一模式中，所述副加热器元件层被连接到所述飞行器接地件，并且在所述第二模式中，所述副加热器元件层不被连接到所述飞行器接地件。
根据本发明的第二形态，提供一种操作飞行器中的电热加热器的方法，所述飞行器具有飞行器接地件，所述电热加热器包括层压加热器垫，所述层压加热器垫具有主加热器元件层、副加热器元件层和介于所述主加热器元件层与副加热器元件层之间的至少一个电介质层，所述方法包括以下步骤：
在不向所述副加热器元件层供应加热器电流的同时，并且在所述副加热器元件层被连接到所述飞行器接地件的情况下，向所述主加热器元件层供应加热器电流；
针对泄漏电流，监测从所述副加热器元件层到所述飞行器接地件的电流路径，所述泄漏电流源自所述主加热器元件层并指示所述主加热器元件层的烧坏；以及
响应于检测到所述泄漏电流，停止向所述主加热器元件层供应所述加热器电流，将所述副加热器元件层与所述飞行器接地件断开，并开始向所述副加热器元件层供应加热器电流。
在一些实施例中，所述副加热器元件层包括多个加热器元件。在所述监测步骤中，可以将所述加热器元件电连接在一起，并且所有所述加热器元件都经由所述电流路径被连接到所述飞行器接地件。响应于检测到所述泄漏电流，所述加热器元件可以被重新配置为电分离的加热器元件，并且供应到所述副加热器元件层的所述加热器电流在所述分离的加热器元件之间分流。
在一些实施例中，在所述监测步骤中，开关将所述副加热器元件层经由所述电流路径连接到所述飞行器接地件。响应于检测到所述泄漏电流，可以操作所述开关，以将所述副加热器元件层与所述飞行器接地件断开。在一些实施例中，所述开关的操作还可以将所述副加热器元件层连接到电源线。
在一些实施例中，响应于检测到所述泄漏电流，可以在所述飞行器的驾驶舱中提供所述加热器垫有可疑烧坏并且所述加热器垫现在正在以备用模式操作的通知。
在一些实施例中，除了所述副加热器元件层之外，所述加热器垫不设有接地平面，在所述副加热器元件层被连接到所述飞行器接地件的同时，所述副加热器元件层用作临时接地平面。
附图说明
现在将参考附图，仅以举例说明的方式描述本发明的一些实施例，其中：
图1是在机翼前缘中有缝翼的飞行器的示意平面图。
图2是图1的机翼缝翼的鼻部蒙皮的示意透视图。
图3是根据本发明的用于防冰系统的电热加热器的实施例的示意图。
虽然本发明易于进行各种变型和替代形式，但是一些实施例在附图中以示例的方式示出，并且在此详细描述。然而，应当理解，这些实施例的附图和详细描述并不旨在将本发明限制于所公开的特定形式。相反，本发明涵盖了属于由所附权利要求限定的本发明的精神和范围内的所有变型、等同物和替代物。
具体实施方式
图1是具有机翼11的飞行器1的平面图，沿着该机翼的前缘(前向边缘)设置有五个机翼缝翼12。每一个机翼缝翼12都包括电热防冰系统。
图2是图1的机翼缝翼12之一的可拆卸鼻部蒙皮13的示意透视图。鼻部蒙皮13的配置可以大体上与EP-A-1,757,519(GKN航宇)中的鼻部蒙皮的相同，该专利公开了一种机翼缝翼，该机翼缝翼具有包括鼻部蒙皮的可拆卸前区段。
鼻部蒙皮13包括防蚀层14和电动加热器2。
加热器2包括加热毯或垫3以及将加热器垫3连接到相关联的电源和控制电子器件的一束电线或线路4。
防蚀层14大体上是矩形的，并且具有凸形弯曲的前表面141和凹形弯曲的后表面142。前表面141的顶端1411提供了飞行器机翼11的前缘。
加热器垫3大体上是矩形的，并且具有凸形弯曲的前表面31和凹形弯曲的后表面32。凸形前表面31符合防蚀层14的后表面142的形状，并与其结合。这样，当操作加热器垫3时生成的热能通过传导进入到防蚀层14中，以便提供防冰功能。防蚀层14是金属的，并且可以由铝(这是常用的材料)或钛(虽然这是昂贵的，但是可以提供一些功能性和加工益处)制成。防蚀层14的重要功能是通过吸收和耗散雷电电流来保护飞行器免受雷击。
加热器垫3的凹形后表面32可以被附接到机翼缝翼12的支撑结构上。
图3是根据本发明的用于防冰系统的电热加热器2的实施例的示意图。
在图3中，为了便于描述，加热器2的加热器垫3被示意性地示出为平面的而不是弯曲的。加热器垫3包括第一组电介质层33，该电介质层为加热器垫提供结构，并且可以由GRP(玻璃增强塑料)或CFRP(碳纤维增强塑料)制成。我们设想该电介质层可以是老式热固性(含环氧树脂)或新式热塑性的。合适的高温工程热塑性塑料的示例包括PEEK(聚醚醚酮)、PEKK(聚醚酮酮)、PPS(聚苯硫醚)、PEI(聚醚酰亚胺)和PES(聚醚砜)及其混合物。这些材料能够承受火焰喷涂而不会造成重大损坏。PEEK和PEKK是特别优选的，这是因为PEEK具有必需的机械性能，并且特别容易接受火焰喷涂金属涂层，PEKK具有类似的性质，但更容易与金属材料结合。
加热器垫3还包括第二组电介质层34和第三组电介质层35，它们与第一组电介质层33相类似。
火焰喷涂的主加热器元件层36位于第二组电介质层34与第三组电介质层35之间。火焰喷涂副加热器元件层37位于第一组电介质层33与第二组电介质层34之间。每一个加热器元件层36、37都可以由铜或铜合金制成。
第三组电介质层35的顶面被结合到铝防蚀层14的后面。
加热器2还包括控制设备5，控制设备5包括第一电源设备单元51和第二电源设备单元52。第一电源设备单元51被布置成当控制设备5处于第一模式中时，沿着电源线41、511通过开关装置53向主加热器元件层36供应加热器电流。在控制设备5的第二模式中，开关装置53切断到主加热器元件层36的加热器电流。
在控制设备5的第二模式中，第二电源设备单元52被布置成通过开关装置54向副加热器元件层37供应加热器电流。
开关装置54包括继电器541和开关542。在控制设备5的第一模式中，开关542经由接地线55将副加热器元件层37连接到飞行器接地件6。
防蚀层14也经由接地线143连接到飞行器接地件6。
控制设备5包括电流检测器56，该电流检测器56具有位于接地线55周围的传感器线圈561，用于检测接地线55中的电流。电流检测器56的输出经由线路562馈送到控制单元57。
控制单元57能够经由线路571发送命令信号以接通或断开第一电源设备单元51，并且经由线路572发送命令信号以断开和闭合开关装置53。
控制单元57还经由线路573连接，以控制配置单元58，配置单元58控制构成副加热器元件层37的单独的加热器元件(未示出)的电配置(串联或并联)。
此外，控制单元57经由线路574连接到开关装置54以控制继电器541，并且经由线路575连接到第二电源设备单元52以接通和断开该第二电源设备单元52。
虽然副加热器元件层37被示出为具有四个加热器元件，但是加热器元件的数目可以变化。线路421、422、423、424中的每一个线路都从配置单元58延伸到副加热器元件层37的加热器元件中的相应一个加热器元件。在控制设备5的第一模式中，沿着线路573来自控制单元57的命令信号使得配置单元58将加热器元件配置成串联的，以一起用作临时接地平面。
在控制设备5的第二模式中，沿着线路573来自控制单元57的命令信号使得配置单元58将加热器元件重新配置为并联的，使得电力能够被单独地供应到副加热器元件层37的加热器元件，以使得其能够用作紧急或备用加热器元件层。
电源线521将第二电源设备单元52连接到开关装置54。
当通过继电器541操作开关542时，开关542在将线路575(配置单元58与开关装置54之间)连接到接地线55(在第一模式中)与连接到电源线521(在第二模式中)之间切换。
在控制设备5的第一模式中，当主加热器元件层36经历烧坏形式的故障时，沿着电源线41、511供应到主加热器元件层36的加热电流中的一些加热电流通过电介质层34泄漏到副加热器元件层37。在第一模式中，副加热器元件层37被配置成用作临时接地平面。
到达副加热器元件层37的泄漏电流沿着线路421-424、通过配置单元58、沿着线路575、通过开关542并沿着接地线55到达飞行器接地件6。
当泄漏电流沿着接地线55传递时，该泄漏电流通过霍尔效应电流传感器类型或电流互感器类型的电流检测器56的传感器线圈561被感测到。电流检测器56的输出沿着线路562馈送到控制单元57。当控制单元57确定泄漏电流已经增加到指示主加热器元件层36正在发生烧坏的阈值以上时，控制单元57通过沿着线路571-575发出命令信号将控制设备5从其第一模式切换到其第二模式。
在切换到第二模式时，控制单元57指导第一电源设备单元51关闭，以便停止向主加热器元件层36供应加热器电流，并且指导开关装置53闭合。
作为切换到第二模式的另一部分，控制单元57指导配置单元将副加热器元件层37从接地平面重新配置回单独的加热器元件。指导开关装置54操作继电器541，以使开关542将线路575从接地线55断开，并且替代地将线路575连接到电源线521，使得第二电源设备单元52可以开始经由开关装置54、配置单元58和线路421-424向副加热器元件层37供应加热器电流。
因此，当主加热器元件层36经历烧坏故障并且不再能够安全操作时，加热器垫3能够通过使用副加热器元件层37来提供备用(紧急)加热功能，而不损坏加热器垫3的结构。备用(紧急)加热功能作为操作的第二(紧急)模式提供。在操作的正常(第一)模式中，当主加热器元件层36未损坏并且正常操作时，副加热器元件层37能够作为临时接地平面操作，以准备检测来自主加热器元件层36的泄漏电流，该泄漏电流可能指示烧坏故障的发生。在绝大多数情况下，操作可能处于第一模式，并且因此在绝大多数情况下，加热器垫3将具有由副加热器元件层37提供的临时接地平面形式的可靠接地平面提供。第二种模式可能只操作很短时间，直到能够修理或更换故障的加热器垫3为止。因此，在所涉及的短时间内，在第二模式中没有接地平面可能被认为是可接受的。副加热器元件层37本身在该短时间内产生烧坏故障的可能性很小，这是可以接受的。因此，加热器垫3能够被认为是可接受的，即使它没有永久的专用接地平面来补充加热器元件层36、37。
本发明的电热加热器的加热器垫可以并入在飞行中容易结冰的飞行器的任何(例如面向前方的)表面中。例如，将加热器垫并入在机翼的前缘中的替代方案包括将加热器垫并入在机翼或尾翼平面的前缘，或发动机的进气口处，或后缘襟翼中，以在襟翼展开时阻止在襟翼上结冰，或并入在副翼中或旋转叶片(诸如螺旋桨叶片)中。
Claims (18)
1.一种电热加热器，所述电热加热器用于防冰系统，所述加热器包括：
层压加热器垫，所述层压加热器垫包括主加热器元件层、副加热器元件层和介于所述主加热器元件层与所述副加热器元件层之间的至少一个电介质层；以及
控制设备，所述控制设备包括电源设备和电流检测器；
其中所述控制设备被配置成具有(i)第一模式，在所述第一模式中，所述电源设备向所述主加热器元件层供应加热器电流，并且不向所述副加热器元件层供应加热器电流，并且所述电流检测器监测所述副加热器元件层，用于检测所述主加热器元件层的所述加热器电流的泄漏电流，所述泄漏电流指示所述主加热器元件层的烧坏；以及(ii)第二模式，在所述第二模式中，所述电源设备向所述副加热器元件层供应加热器电流，而不向所述主加热器元件层供应加热器电流；并且
其中所述控制设备被配置成响应于由所述电流检测器检测到所述泄漏电流而从所述第一模式切换到所述第二模式。
2.根据权利要求1所述的电热加热器，其中：
所述副加热器元件层包括多个加热器元件；并且
在所述第一模式中，所述控制设备被布置成将所述加热器元件电连接在一起，并且当从所述第一模式切换到所述第二模式时，所述控制设备被布置成将所述加热器元件重新配置为电分离的加热器元件。
3.根据权利要求1或2所述的电热加热器，其中所述控制设备包括开关装置，在所述第一模式中，所述开关装置将所述副加热器元件层连接到接地线，并且在所述第二模式中，所述开关装置将所述副加热器元件层连接到所述电源设备的电源线。
4.根据权利要求3所述的电热加热器，其中：
所述控制设备包括控制单元；并且
所述开关装置包括开关和继电器，所述继电器被配置成响应于所述控制单元的命令信号，以便将所述开关从处于所述第一模式切换到处于所述第二模式，其中响应于由所述电流检测器检测到所述泄漏电流而产生所述命令信号。
5.根据权利要求3或4所述的电热加热器，其中所述电流检测器包括传感器，所述传感器被定位成检测所述接地线中的泄漏电流。
6.根据任何前述权利要求所述的电热加热器，其中所述电流检测器包括霍尔效应电流传感器和/或电流互感器。
7.根据任何前述权利要求所述的电热加热器，其中所述电源设备具有用于向所述主加热器元件层供电的第一电源线和用于向所述副加热器元件层供电的第二电源线。
8.根据权利要求7所述的电热加热器，其中所述控制设备的控制单元被配置成：在所述第一模式中连接所述第一电源线并断开所述第二电源线，并且在所述第二模式中断开所述第一电源线并连接所述第二电源线。
9.根据任何前述权利要求所述的电热加热器，其中除了所述副加热器元件层之外，所述加热器垫不包括接地平面。
10.一种飞行器部件，包括空气动力学外部面板和根据任何前述权利要求所述的电热加热器，其中所述电热加热器的所述电热加热器垫被结合到所述外部面板的表面。
11.根据权利要求10所述的飞行器部件，其中所述外部面板是防蚀层。
12.一种飞行器，包括根据权利要求10或11所述的飞行器部件，其中所述飞行器包括飞行器接地件，并且所述控制设备被配置成使得：在所述第一模式中，所述副加热器元件层被连接到所述飞行器接地件，并且在所述第二模式中，所述副加热器元件层不被连接到所述飞行器接地件。
13.一种操作飞行器中的电热加热器的方法，所述飞行器具有飞行器接地件，所述电热加热器包括层压加热器垫，所述层压加热器垫具有主加热器元件层、副加热器元件层和介于所述主加热器元件层与副加热器元件层之间的至少一个电介质层，所述方法包括以下步骤：
在不向所述副加热器元件层供应加热器电流的同时，并且在所述副加热器元件层被连接到所述飞行器接地件的情况下，向所述主加热器元件层供应加热器电流；
针对泄漏电流，监测从所述副加热器元件层到所述飞行器接地件的电流路径，所述泄漏电流源自所述主加热器元件层并指示所述主加热器元件层的烧坏；以及
响应于检测到所述泄漏电流，停止向所述主加热器元件层供应所述加热器电流，将所述副加热器元件层与所述飞行器接地件断开，并开始向所述副加热器元件层供应加热器电流。
14.根据权利要求13所述的方法，其中：
所述副加热器元件层包括多个加热器元件；并且
在所述监测步骤中，将所述加热器元件电连接在一起，并且所有所述加热器元件都经由所述电流路径被连接到所述飞行器接地件；并且
响应于检测到所述泄漏电流，所述加热器元件被重新配置为电分离的加热器元件，并且供应到所述副加热器元件层的所述加热器电流在所述分离的加热器元件之间分流。
15.根据权利要求13或14所述的方法，其中：
在所述监测步骤中，开关将所述副加热器元件层经由所述电流路径连接到所述飞行器接地件；并且
响应于检测到所述泄漏电流，操作所述开关，以将所述副加热器元件层与所述飞行器接地件断开。
16.根据权利要求15所述的方法，其中：
响应于检测到所述泄漏电流，所述开关的操作还用于将所述副加热器元件层连接到电源线。
17.根据权利要求13至16中的任一项所述的方法，其中：
响应于检测到所述泄漏电流，在所述飞行器的驾驶舱中提供所述加热器垫有可疑烧坏并且所述加热器垫现在正在以备用模式操作的通知。
18.根据权利要求13至17中的任一项所述的方法，其中除了所述副加热器元件层之外，所述加热器垫不设有接地平面，在所述副加热器元件层被连接到所述飞行器接地件的同时，所述副加热器元件层用作临时接地平面。
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