DE69101703T2

DE69101703T2 - Elektrisch leitendes laminat für temperaturregelung von oberflächen.

Info

Publication number: DE69101703T2
Application number: DE69101703T
Authority: DE
Inventors: Otis H Hastings; Otis M Hastings
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1990-01-24
Filing date: 1991-01-24
Publication date: 1994-10-13
Anticipated expiration: 2011-01-25
Also published as: WO1991011891A1; DE69101703D1; EP0521003B1; ES2054494T3; ATE104493T1; DK0521003T3; EP0521003A1; CA2074487C; US5344696A; AU7304091A

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft eine Vorrichtung zum Verhindern der Bildung von Eis auf Oberflächen eines Fahrzeuges und insbesondere ein verbundenes Laminat, das mit einer Quelle elektrischer Energie verbunden ist und eine Steuereinrichtung beinhaltet, die darauf ausgerichtet ist, die Temperatur der Oberfläche zu steuern.
Flugzeuge sind einer Vielfalt von Temperaturbedingungen während eines Fluges und während einer Phase außer Betrieb bei der Wartung auf dem Boden ausgesetzt. Wenn Kraftstoff getankt wird in Bereiche, die direkt anliegen an äußeren Oberflächen des Flugzeuges, kann sich die Temperatur dieser Oberflächen ohne Warnung ändern. Im Fall, daß die Oberflächentemperatur des Flugzeugs unterhalb 0º C fällt, und es Nebel, Regen oder hohe Feuchtigkeit in der Umgebungsluft gibt, kann Eis sich bilden in dünnen Filmen auf diesen Oberflächen. Falls unerfaßt, kann sich dieses Eis verbreiten während eines Betriebs des Flugzeuges und in andere Abschnitte des Flugzeugs fliegen, insbesondere in Motorenteile, was einen Schaden verursacht, der die Funktionstühtigkeit des Flugzeuges beeinflussen kann, und falls er ernsthaft ist, kann der Motorenbetriebs vollständig stoppen. Flugzeuge, welche Flügelkraftstofftanks haben mit Strahlmotoren, angebracht hinter den Flügeln, sind insbesondere anfällig gegenüber dem, was "EIS FOD" oder "EIS FREMDOBJEKT MOTORENSCHADEN" genannt wird. Insbesondere kann Flugzeug-Anrollen hinter einem Flugzeug mit aufgebauten Eis Eisschauern ausgesetzt sein, wenn das vorhergehende Flugzeug mit dem Abheben beginnt. Zusätzlich können Sensoren und Steueroberflächen mit Eis durcheinandergeraten, was in ungenauen Ablesungen und einer unzuverlässigen Steuerung während des Fluges resultiert.
Die Größe des Problems wurde berichtet durch US-Department of Transportation Federal Aviation Administration in General Aviation Airworthiness Alert Special Issue AC No. 43-16. Gemäß diesem Report traten 516 bekannte eisbezogene Unfälle vom April 1976 - April 1987 bei 567 Ausfällen auf. In diesem Report wurde herausgefunden, daß gewisse Flugzeuge mehr zur Eisbildung neigen als andere. Die Empfehlung des Berichts ist folgende:

"Empfehlung

Es wird empfohlen, daß alle Eigentümer und Betreiber von Flugzeugen, aufgelistet in der Anwendbarkeitsliste, extreme Vorsicht ausüben beim Planen eines Flugs in Bereichen, wo ein Vereisen bekanntermaßen existiert oder vorhergesagt ist. Ein spezieller Report von den Aufzeichnungen jedes individuellen Flugzeuges sollte durchgeführt werden zum Klären des Vereisungs-Flugnäherungsstatus von jeglicher Antieis-/Enteisvorrichtung, welche installiert ist an dem Flugzeug, und ein Flug in jeglicher Art von bekannter Vereisungsumgebung sollte nur durchgeführt werden, wenn jegliche zum Flug erformderliche Ausrüstung in dieser speziellen Umgebung installiert wird und für gut befunden ist.
Verfahren zum Erfassen eines Eisaufbaus auf Flugzeugen sind beschränkt auf sichtbare Beobachtungen, unterstützt durch Abziehbilder und bewegliche Büschel von Material, welche fest werden durch die Eisschicht. Das Entfernen des Eises wird bewerkstelligt durch teure Lastwagen und Mannschaften, welche Enteisungsmittel auf das Flugzeug spritzen. Dies ist nur eine temporäre Lösung für die Probleme, da Verzögerungen im Abflug zu einer Reakkumulation des Eisfilmes vor dem Abflug führen können. Einige Flugzeuge sind ausgerüstet mit Wärme, verteilt von Motoren auf dem führenden Rand der Flügel, welche nicht die Flügel adäquat heizen, um Oberflächeneis zu entfernen. Heizkissen verschiedener Typen werden angebracht an die Oberfläche der Flügel, aber sind geneigt, sich zu lösen unter extremen Temperaturbedingungen, Vibration und Windscherung und haben sich nicht als sicher oder effektiv herausgestellt. Es würde die Sicherheit des Luftverkehrs verbessern, wenn eine Vorrichtung entwickelt würde zum Erfassen von Bedingungen der Oberflächentemperaturen, bei denen Eis sich entwickeln würde und diese Oberflächen schnell heizen würde zum Verhindern und/oder Schmelzen von Eisansammlungen, die einheitlich angebracht ist an der Oberfläche des Flugzeuges. Es wird ebenfalls beabsichtigt, daß dieselbe Technologie angewendet werden kann für andere Typen von Fahrzeugen und Fahrzeugkomponenten, welche Eisschmelzen oder - entfernung für einen sicheren und effizienten Betrieb. Beispielsweise könnten bewegliche Komponenten auf Schiffen, wie z.B. Kanonenaufbauten und die Kühlerhauben von Kraftfahrzeugen und Lastwagen in ähnlicher Weise geschützt werden.
Deshalb ist es Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine Einrichtung zu schaffen zum Erfassen von Temperaturbedingungen auf Flugzeugoberflächen, während denen sich Eis ansammeln kann (d.h. etwa 0º C oder weniger) und eine Einrichtung zu schaffen zum Heizen dieser Oberflächen auf Temperaturen, die ausreichend sind, das Eis zu verhindern und/oder zu schmelzen auf schnelle Weise vor dem Abheben. Eine weitere Aufgabe dieser Erfindung ist es, eine Einrichtung zum Wärmen von Flugzeugteilen einheitlich an diesen Flugzeugteil zu binden.
Heizelement oder Systeme, entwickelt für andere Anwendungen, sind nicht anpaßbar zum Heizen der Oberflächen eines Flugzeugs, insbesondere der Außenoberflächen.
Im US-Patent Nr. 4,250,397 beschrieb Gray ein Papier, das imprägniert ist mit einer Graphitfaser und gesättigt ist mit einem Verbinder zum Anhaften der Ober- und Unterblätter an der gesättigten Fasermatrix. Zwei Segmente von Papier werden in Reihe verbunden und eingekapselt zwischen Deckblättern zum Bilden des Heizelements eines drapierbaren Heizkissens. Diese Erfindung lehrt nicht das einheitliche Verbinden einer leitfähigen Schicht mit einer Oberfläche oder die Benutzung von metallbeschichteten Fasern als eine leitfähige Schicht.
Im US-Patent Nr. 3,923,697 beschrieb Ellis eine elektrisch leitfähige Zusammensetzung mit Graphit, Magnesiumdioxyd und Zinkoxyd zur Benutzung auf einem Substrat in elektrisch leitfähiger Beschichtung. Diese Beschichtung ist nicht integriert in ein Laminat bei Anwendung auf einer Oberfläche.
Im US-Patent Nr. 3,935,422 beschrieben Barnes und Sharpe eine elektrisch leitfähige Mischung mit Vinylidenchloridpolymer und Kohlenstoff zum Bilden einer Textilie aus gewobenem Glas mit einer daran angebrachten Dampfsperre. Die Menge leitfähigen Materials wird variiert zum Vorsehen einer Variation in der Watt-Dichte der vorgesehenen Wärme. Die Vorrichtung kann an ein Gipsbrett geklebt werden. Dies Erfindung lehrt, daß die Dichte des Materials variiert werden muß, um Änderungen in der Wärmeenergie auf einem Oberflächenbereich zu erhalten.
Im US-Patent Nr. 3,900,654 beschrieb Stinger ein elektrisches Heizelement mit einer Schicht eines elektrisch leitenden Elastomers mit schwarzem Kohlenstoff verteilt in einem Fluorkarbon-Elastomer, angebracht an einem Isolator. Das Elastomer muß geheizt werden unter Druck, bis es sich mit dem Isolator verbindet. Diese Erfindung lehrt, daß eine leitfähige Schicht an einen Isolator gebunden werden kann, und zwar mit Hitze und Druck, Bedingungen, welche nicht bei der vorliegenden Erfindung benutzt werden können.
Im US-Patent Nr. 3,839,134 beschrieb Fujihara ein nicht metallisches Gewebe von Kohlenstoffpartikeln und nichtmetallischen Fasern, beschichtet mit Plastik, zur Benutzung als eine Wärmeerzeugungsschicht. Diese Plastikbeschichtete leitfähige Schicht ist nicht verbindbar im Verfahren, welches für die vorliegende Erfindung beschrieben wird.
Im US-Patent Nr. 3,749,886 beschrieb Michaelsen eine flexible leitfähige Schicht einschließlich leitfähiger Partikel in einer Matrix und kanalförmige Elektroden, bedeckt durch eine flexible isolierende Umhüllung. Diese Vorrichtung ist nicht anwendbar zur Laminierung auf eine Oberfläche.
Im US-Patent Nr. 3,657,516 beschrieb Fujihara eine Verkleidungsheizeinheit mit einem elektrisch widerstandsfähigen Papier oder porösen Material, versiegelt in Papier oder Tuch mit einem Harz. Diese Verkleidungsheizeinheit ist eine relativ dicke selbstenthaltene Heizeinheit, welche ausgelegt ist zum Passen in eine Wand oder ein Deckensystem und nicht anwendbar ist zum Heizen einer Fahrzeugoberfläche.
Im US-Patent Nr. 3,859,504 beschrieben Kureha und Toyo einen Verkleidungsheizer mit einer Schicht von Kohlenstoffaserpapier mit Elektroden an jedem Ende und einer Schicht von synthetischem Harz, bedeckt durch Aluminiumfolie, welche durch ein synthetisches Harz bedeckt ist. Dieser Verkleidungsheizer ist ebenfalls eine relativ dünne selbstenthaltene Heizeinheit, ausgelegt zum Passen in ein Verkleidungssystem.
Gemäß der vorliegenden Erfindung wird ein thermische gesteuertes zusammengesetztes elektrisch leitendes Laminat, verbunden als ein Teil einer Fahrzeugkomponenten- Oberflächenbeschichtung, geschaffen mit einem integrierten verbundenen Netzwerk von Schichten, mit einer äußeren Schicht, welche resistent ist mit gegen eine Durchdringung und undurchdringbar ist für Wasser; einer elektrisch leitfähigen Schicht; einer Haftschicht, welche vebunden ist mit der Fahrzeugkomponentenoberfläche; und einer Einrichtung, die darauf ausgelegt ist, elektrische Energie durch die elektrisch leitende Schicht vorzusehen zum Ändern der Temperatur der Fahrzeugkomponenten-Oberfläche, dadurch gekennzeichnet, daß die elektrisch leitende Schicht zusammengesetzt ist aus metallbeschichteten Fasern; die Haftschicht verbunden ist über die Matrix der elektrisch leitenden Schicht; die Haftschicht und die äußere Schicht anfänglich viskos sind, wenn sie angelegt werden, um das Laminat zu bilden; und die Haft- und äußere Schicht in situ aushärten auf der Fahrzeugkomponenten-Oberfläche zum Bilden des verbundenen zusammengesetzten Laminats mit der elektrisch leitenden Schicht.
Weiterentwicklungen der Erfindung sind ersichtlich aus den abhängigen Ansprüchen.
Ingesamt offenbart die Erfindung ein einzigartiges einheitlich verbundenes Laminat, welches benutzt wird zum thermischen Steuern einer Oberfläche eines Abschnitts einer Oberfläche eines Flugzeuges, mit der das Laminat verbunden ist. Die Zusammensetzung ist ein einheitlich verbundenes Laminat mit einer äußeren Schicht, welche das Innere des Laminats gegen Durchdringung und Wasserschaden versiegelt. Äußerst erwünschenswert ist eine zweikomponentige Polyrethan- Oberflächenbeschichtung mit Anhafteingenschaften, welche sich mit der elektrisch leitfähigen Schicht verbinden kann und über das Gitterwerk in dieser Schicht, um sich in kompatibler Weise mit dem unterliegenden Haftmittel zu verbinden.
Die nächste Schicht besteht aus Substratfasern, welche verwoben oder nicht verwoben, zerhackte oder nicht zerhackte nicht verwobene Materialien oder verwoben in kontinuierlichen Schichten sein können. Das Substrat kann Graphit, eine keramische Faser, Aramid, Polyester und andere solche Materialien sein. Eine Metallbeschichtung ist ein guter Leiter elektrischer Energie und kann Kupfer, Silber, Nickel, Gold und andere ähnliche Metalle und Legierungen enthalten. Die Fasern können metallisiert werden in individueller Art und Weise und in die Schicht geformt werden, oder die Metallisierung kann geschehen, nachdem die Schicht gebildet worden ist. Bei einer signifikantermaßen bevorzugten Ausführungsform sind die Fasern nickelbeschichteter Graphit, welche nicht verwobene Fasern sind, hergestellt aus zerhackten Fasern mit einem Durchmesser von 8 Mikrometer innerhalb eines Bereiches von 4 - 100 Mikrometern und einer Länge von 2,5 cm in einem Bereich von 0,5 - 5 cm; wobei eine Prozentzusammensetzung 50% Kohlenstoff und 50% Nickel gewichtsmäßig innerhalb eines Bereiches von 5 - 95% jeder Komponente jeweils ist.
Die leitfähige Schicht hat eine elektrische Leitfähigkeit von weniger als 1 Ohm pro Flächeneinheit in der textilen Form mit einem Bereich von 500 - 0,1 Ohm. Diese elektrisch leitfähige Schicht kann benutzt werden zum selektiven Steuern der Temperatur einer Oberfläche, an die sie angelegt ist durch Verbinden davon mit einer Quelle elektrischer Energie. Der Betrag des Stroms kann variiert werden unter Benutzng eines Steuersystems. Die Temperatur der Oberfläche kann gemessen werden durch einen Sensor und kann variiert werden, wie für die Anwendung der Erfindung erforderlich ist. Temperatursensoren können ebenfalls mit dem Laminat verbunden werden. Der Betrag des Stroms kann variiert werden ansprechend auf die äußere Oberlfächentemperatur unter Benutzung eines Logigksystems, wie z.B. einem Mikroprozessor. Die Ränder der leitenden Schicht sind verbunden mit der Leistungsquelle unter Benutzung eines Randverbinders oder Busbalkens oder Verdrahtungssystems. Die leitfähige Schicht ist dann verbunden mit der Oberfläche der zu beschützenden Verkleidungs unter Benutzung eines Haftmittels, welches seine Verbindungsfähigkeit aufrecht erhalten wird über einen breiten Bereich von Temperaturen. Bei einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung ist das Haftmittel eine Einkomponenten-Epoxibeschichtung. Aufgrund der porösen Natur der leitfähigen Schicht ist die äußere Schicht intermittierend verbunden mit der anhaftenden Schicht, um dadurch die elektrisch leitende Schicht einheitlich einzuhüllen.
Eine wichtige Anwendung dieser Erfindung ist die Anwendung des Laminats für die Flügel und den Rumpf eines Flugzeugs. Die äußere Oberfläche des Flugzeugs kann Schichten von Eis auf den Flügeln und den Rumpf ausbilden. diese Schicht von Eis kann den Betrieb von Steuerungen und Sensoren sowie Abscheren und eine Beschädigung anderer Teile des Flugzeuges besonders der Maschinen, wie oben beschrieben, beeinflussen.
Diese Erfindung kann benutzt werden auf Flugzeugteilen zum Zulassen eines gesteuerten Heizens bestimmter Oberflächen, insbesondere der Flügel. Die Rate des Heizens kann gesteuert werden auf schnelles Heizen und effizientes Verhindern und/oder Schmelzen von Eis von den Oberflächen. Die elektrisch leitende Schicht kann Prägungs-geschnitten werden zum Erleichtern einer Beschichtung der irregulären Gestalt und zum Umrunden der Inspektionsplatten und Steueroberflächen. Die letzteren entfernbaren und beweglichen Oberflächen können ebenfalls behandelt werden mit dem Laminat, unter Benutzung von präzise ausgeschnittenen Stücken der elektrisch leitenden Schicht, welche mit diesen Oberflächen verbunden sind. Eine schichtbare Verdrahtung und eine Busanordnung verbindet die elektrisch leitenden Schichten dieser entfernbaren/ beweglichen Komponenten mit dem Hauptgitter. Ebenfalls können elektrische Verbinder benutzt werden zum Erleichtern eines schnellen Entfernens dieser Elemente.
Zum Hinzufügen einer weiteren Festigkeit und bei einigen Ausführungsformen zum Isolieren des Laminats von der Oberfläche des Teils, kann eine elastische/isolierende Schicht von Material hinzugefügt werden, falls erforderlich, um die Festigkeit des Laminats zu erhöhen. Die elastische/isolierende Schicht kann hinzugefügt werden auf einer oder beiden Seiten der elektrisch leitenden Schicht, falls erforderlich. Das Material sollte porös sein oder ein Gitter von Fasern zum Zulassen einer einheitlichen Verbindung der Komponenten des Laminats. Beispiele von Materialien, welche benutzt werden können, beinhalten Aramid und ähnliche inerte strukturell starke Materialien. Ein Haftmittel wird hinzugefügt auf einer Seite der elastischen/isolierenden Schicht zum Erleichtern einer einheitlichen Verbindens der Schicht.
Die Figuren zeigen im einzelnen:
Figur 1 eine perspektivische Ansicht des Laminats 101, angewendet auf einen Flugzeugflügel 100;
Figur 2 eine perspektivische teilweise unterbrochene Querschnittsansicht von Figur 1 entlang Linie 2-2;
Figur 3 eine Illustration der Erfindung, benutzt in verschiedenen Abschnitten eines Flugzeuges;
Figur 4 ein Logigkdiagramm zum Illustrieren der Steuer- und Leistungssysteme, welche äußerst erwünschter Weise benutzt werden, um die Erfindung zu betreiben; und
Figur 5 eine aufgeschlossene Ansicht des leitenden Busses am Rand des Laminats zu einem Flugzeugteil 100 zum Zeigen einer gelöteten Drahtverbindung.
Das Laminat 101 wird angelegt an Oberflächen 100 des Flugzeuges, insbesondere die Flügel, wie gezeigt in Figur 1, kann aber ebenfalls angelegt erden an den Rumpf oder Schwanzoberflächen, wie gezeigt in Figur 3. Es kann angelegt werden über flache oder gekrümmte Oberflächen und kann ebenfalls benutzt werden auf beweglichen und entfernbaren Strukturen, wie gezeigt für die Inspektionsplatte 100A und Klappe 100B in Figur 1.
Das Laminat 101 kann angelegt werden an obere und untere Oberflächen der Flügel, wie gezeigt in Figur 2. Das Laminat besteht aus einer Vielzahl einheitlich verbundener Schichten. Die äußere Schicht des Laminats ist wasserundurchlässig, widerstandsfähig gegenüber Abrieb und Durchdringung und hart, wenn ausgehärtet. Bei einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung ist die äußere Schicht 102 eine Polyurethan-Oberflächenbeschichtung mit Hafteigenschaften, welche angelegt wird an die elektrisch leitende Schicht 103. Die bevorzugte Polyurethanbeschichtung ist eine Zweikomponentenbeschichtung mit einer Polyurethanbasis, gemischt zu gleichen Volumina mit einer Polyurethanaushärtungslösung, wie z.B. diejenige, die hergestellt wird von Crown Metro Aerospace Coatings Inc. aus Greenville, S.C. 24-72 Serie, welche kompatibel ist zum Verbinden mit der bevorzugten Epoxybeschichtung für die anhaftende Schicht 104, wie nachstehend beschrieben. Diese äußere Schicht kann durch Spritzen angelegt werden, und ein trockner Film mit einer Dicke von 0,00508 +/- 0,00127 cm resultiert daraus nach 9 Std. bei Raumtemperatur. Die Benutzung verschiedener Verdünner kann eine Trocknungszeit und elektrostatische Eigenschaften beeinflussen. Die ausgehärtete Beschichtung 102 bei der bevorzugten Ausführungsform ist eine zweikomponentige chemisch ausgehärtet Polyurethan-Oberflächenbeschichtung, entworfen zum Schaffen eines hervorragenden Widerstandes gegenüber Wettereinflüssen mit maximalem Glanz und Farbkonstanz. Diese Qualitätsbeschichtung ist eine sorgfältig ausgeglichene Formulierung, welche eine maximale chemische Widerstandfähigkeit, verbunden mit hinreichender Flexibilität bieten wird, wasserundurchdringbar ist, und etwa 30% Verlängerung erträgt, und Abplatzen, Abbröckeln und Erosion minimalisiert. Diese Oberflächenbeschichtung ist verfügbar in jeder Farbe und allen Glanzbereichen einschließlich in klarer und metallischer Form.
Die elektrisch leitende Schicht 103 besteht aus einem Gitterwerk leitfähiger Fasern, welche metalisch beschichtete Substratfasern sind. Die Metallbeschichtung kann individuell über die Substratfasern angewendet werden oder auf eine Schicht, die aus den Substratfasern besteht. Die Substratfasern können aus einer keramischen Graphitfaser Polyester oder ähnlichen hergestellt sein. Diese Substratfasern können zerhackt sein oder nicht zerhackt sein auf eine mittlere Länge. die zerhackten oder unzerhackten Fasern können benutzt werden in entweder einer verwobenen oder nicht verwobenen Schichtform. die Fasern können im Durchmesser in einem Bereich von 4 - 100 Mikrometer und in der Länge von 0,5 bis zur kontinuierlichen Form vorliegen. Der Widerstand der Schicht kann in einem Bereich von 500 bis 0,1 Ohm liegen. Die metallische Beschichtung auf dem Substrat ist ein guter Leiter elektrischer Energie, beinhaltend Kupfer, Aluminium, Gold oder andere ähnliche Metalle und Legierungen.
Bei einer signifikant bevorzugten Ausführungsform besteht das Substrat aus Graphitfasern, welche zerhackte nicht verwobene Fasern mit einem mittleren Durchmesser von 12 Mikrometern und einer mittleren Länge vo erwa 2,54 cm sind. Als Metallbeschichtung wird Nickel angewendet, so daß das Durchschnittsgewicht der elektrisch leitenden Schicht 103 50% Graphit und 50% Nickel ist und der Widerstand dieser Schicht weniger als 1 Ohm pro Flächeneinheit ist. Die elektrisch leitende Schicht 103 ist verbunden mit einer Quelle elektrischer Energie unter Benutzung eines Randbus und Verdrahtungssystems. Elektrische Energie kann vorgsehen sein als Gleichstrom oder Wechselstrom.
Der Randbus 106 ist direkt verbunden mit der elektrisch leitenden Schicht 103 und hat einen elektrischen Verbinder 107 oder eine andere geeignete Schnittstelle, wie im folgenden beschrieben, welche sich mit einem komplementären Verbinder 108 verbindet, welcher verbunden ist mit einem elektrischen Leiter 109 und 110. Bei einer Ausführungsform sind die gegenüberliegenden Ränder der elektrisch leitenden Schicht 103 verbunden mit den gegenüberliegenden Polen der Gleich- oder Wechselstromquelle 115, wobei ein Leiter 109 verbunden ist mit den positiven Polen und einer 110 verbunden ist mit den negativen Pol der Leistungsquelle. Die elektrisch leitende Schicht 103 wird dann verbunden mit der Oberfläche 105 der Flugzeugkomponente unter Benutzung einer Haftschicht 104. Die leitfähige Schicht kann leicht Prägungs-geformt werden vor der Laminierung in der Zusammensetzung, um ein Bedecken einer Vielzahl von Gestalten und Größen der Komponententeile zu erleichtern. Die Haftschicht 104 sollte eine starke Verbindung aufrecht erhalten zwischen dem Laminat 101 und der Oberfläche der Komponente 105, wie gezeigt in Figur 2 und zwar über einen weiten Bereich von Temperatur- und Feuchtigkeitsbedingungen. Bei einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung, bei der das Flugzeugteil metallisch ist, ist das Haftmittel eine Einkomponenten-Epoxybeschichtung, welche aluminisiert ist und chemisch ausgehärtet ist. Sie hat die folgenden Charakteristika:
Zugemischte Viskosität - (#2 Zahn) 19 sec + 2
Feingemahlen - 5 min.
V.O.C. Zugemischt 641 gr/Liter
Empfohlene Filmdicke 0,00203 cm - 0,00305 cm.
Ein typisches Epoxy, wie oben erwähnt, aber darauf nicht beschränkt ist 10-P1-3 aluminisierte Epoxybeschichtung, chemisch widerstandsfähig, hergestellt durch Crown Metro Aerospace Inc. Greenville, S.C.
Alle Aluminiumoberflächen, welche zu behandeln sind durch die Epoxy Primer Beschichtung, müssen anodisiert werden, Chromat-umwandlungsbeschichtet werden oder mit einem Primer versehen werden, bevor eine Anwendung darauf stattfindet. Im Fall, daß das zu beschichtende Flugzeugteil Fiberglas oder eine andere nicht-metallische Oberfläche ist, dann kann ein kompatibles Haftmittel mit ähnlichen Funktionseigenschaften, wie das oben angegebene metallische Haftmittel, benutzt werden bei der Ausführung der Erfindung.
Bei einigen Ausführungsformen der Erfindung können ein oder mehrere elastische/isolierende Schichten 125 mit eingegliedert werden in das Laminat. Bei den meisten Ausführungsformen wird die Schicht zugefügt werden zwischen der elektrisch leitenden und der Oberfläche der Verkleidung. In diesem Fall wird die Haftschicht dupliziert werden auf jeder Seite der elastisch/isolierenden Schicht 125. Die elastische/isolierende Schicht ist erwünschtermaßen ein Neztwerk nicht leitender Fasern, welches entweder verwoben oder nicht verwoben sein kann; zerhackter oder nicht zerhackter Fasern, welche entweder nicht verwoben oder in kontinuierlichen Schichten verwoben sein können. Die Dicke der Schicht kann in einem Bereich von 10 - 100 Mikrometern liegen mit einem Durchschnitt von 30 Mikrometern bei einer bevorzugten Ausführungsform. Die Fasern können Aramid, Polyester, Keramikfaser und andere ähnliche Inertmaterialien mit guten elektrischen und Wärmeisolationseigenschaften sein. Diese Schicht ist porös zum Zulassen einer einheitlichen Verbindung des Haftmittels 104 von der thermisch leitenden Schicht 103 mit der Oberfläche 105 des Teils, der mit dem Laminat 101 behandelt wird.
Um eine Einrichtung zu schaffen zum Ermitteln der Wärmemenge, welche erzeugt auf dem Flugzeugteil 100, das durch das Laminat 101 behandelt ist, ist eine Einrichtung zum Messen der Oberflächentemperatur an einem oder mehreren Bereichen in dem Laminat 101 wünschenswert. Bei einer bevorzugten Ausführungform der Erfindung kann ein verbindbares Folienthermoelement 111, wie gezeigt in Figur 101 in das Laminat mit eingegliedert werden, und ein Thermoelement-Steuerdraht 112 kann mit den elektrischen Drähten an das Steuersystem geführt werden. Im Fall, daß das Laminat 101 angelegt ist an einen entfernbaren 100A oder beweglichen 100B Flugzeugteil, kann ein elektrischer Verbinder 107 benutzt werden an dem Thermoelement- Zuführungsdraht, der kompatibel ist mit einem zweiten Verbinder 108, der an den Steuerdraht angelegt ist. Der Thermoelementsensor ist idelaerweise dünn und flach und kann Temperaturen bis 150º C erfassen. Ein Chromel-Alumel Folienthermoelement Style I, hergestellt durch Omega Engineering, Inc. Stamford, Ct., 0,00127 cm dick, mit einem 0,0254 cm Durchmesser aufweisenden Steuerdraht hat ein schnelles Ansprechvermögen auf eine Temperaturveränderung und wird leicht angewendet in dem Laminat. Es kann außerhalb oder innerhalb der leitenden Schicht 103 installiert werden. Alternativer Weise können andere Temperatursensoren, wie z.B. ein 3 Draht RTD benutzt werden, aber diese Systeme sind empfindlich gegenüber Vibrationen und Erschütterungen. Thermoelemente können altersbezogene Fehler entwickeln, und Thermoelemente können nicht lineare Temperaturreaktionen über weite Temperaturbereiche aufweisen.
Thermistoren sind hergestellt aus einer Mischung von Metalloxyden, versiegelt in Glas oder Epoxy. Diese Sensoren erfordern präzise individuelle Kalibrationen und sind bei hohen Temperaturen geneigt, Fehler zu haben. Jedoch tendieren Thermistoren dazu, stabiler mit der Zeit zu werden und sind hochgenau im Entwurfstemperaturbereich.
Eine Temperatursteuerung kann bewerkstelligt werden durch Liefern einer variablen Länge von Strom über entweder eine feste oder variierende Zeitspanne oder durch Vorsehen eines Konstantstrombetrages während einer Reihe fester Zeitintervalle. Im Fall, daß ein fester Energiepegel mit Zeitvariationen gewählt wird, sollte ein weiter Bereich von Zieltemperaturen ausgewählt werden zum Eliminieren eines oszillierenden Ein- Ausstroms oder eines "Zitterns" der Leistungsschaltung. Falls bei der vorliegenden Erfindung ein fester Strom mit variabler Zeitanwendung zur Steuerung gewählt wird, sollte die minimale Aktivierungstemperatur einige Grad oberhalb 0º C sein, und eine Abschalttemperatur sollte unter Temperaturen sein, bei denen Komponenten des Flugzeugteils oder jegliche zugehörige Kraftstoffe oder Schmierstoffe beschädigt oder gezündet werden würden. Im allgemeinen wären weniger als 93,33º C ein sicherer Stoppunkt. Ein automatisches Rücksetzen kann hinzugefügt werden basierend auf einer bekannten Funktionstüchtigkeit des Systems zum Stoppen eines Heizens, um ein Überschreiten der Maximaltemperatur zu vermeiden. Die Benutzung des Systems erfordert vorheriges Testen des Größengitters, das geheizt wird, um den automatischen Rücksetzungspunkt zu errichten.
Bei einem Proportionalstromsystem kann die Spannung variiert werden ansprechend auf die gemessene Temperatur gegenüber der Temperatur die auf dem Gitter erwünscht ist. Eine Gleichspannung kann angelegt werden in einem Bereich von 8 V bis zu 32V, um das Gitter zu heizen. Falls ein Wechselstrom benutzt wird, können 8 - 220 V angelegt werden an das Gitter bei 50 - 400 Hz. Ein Controller, der auf einem programmierbaren Mikroprozessor basiert, könnte benutzt werden zum errichten von Spannungen, welche angelegt werden abhängig von der Oberflächentemperatur des Gitters, vor dem Heizen.
Alternativer Weise könnte ein Steuersystem vorgesehen werden zum einfachen Heizen des Gitters auf einer vorprogrammierten Basis ohne Sensorrückkopplung. Ein manueller Überschreibschalter könnte benutzt werden zum Beenden des Stroms, falls Sicherheitstemperaturen überschritten werden. Das letztere System ist wesentlich weniger bevorzugt aufgrund der potentiellen Gefahr des Überheizens des Teils.
Auf jeden Fall ist eine logische Alarmschleife miteingegliedert in die Temperaturmeßschaltung, vorliegend bei einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung, mit Alarmgrenzen für eine niedrige Temperatur bei 0º C und eine hohe Temperatur bei 93,33º C. Mit einer Temperaturauslesung im Cockpit des Flugzeuges sowie einer Vorsehung für einen Alarm- und einen Temperatursignalzugang für die Bodenmannschaft. Ein manuelles Überschreiben zum Deaktivieren oder Aktivieren der Heizschaltung ist ebenfalls vorgesehen bei einer signifikanter Weise bevorzugten Ausführungsform der Erfindung. Das Leistungs- und Temperatursteuerungssystem kann enthalten sein in dem Flugzeug oder alternativer Weise beherbergt sein in einer Bodenunterstützungsausrüstung und "eingesteckt" werden in das Flugzeug während einer Vorbereitung für den Abflug. Die letztere Alternative kann kosteneffiezienter sein, aber ist weniger bevorzugt, da die Bodenmannschaft verfügbar sein muß, falls ein zweites Enteisen erforderlich ist vor dem Abheben. Bei einer bevorzugten Ausführungsform ist das Flugzeug ausgerüstet mit einem Steuer- und Heizsystem mit einer Bodenersatzeinheit, die erhältlich ist auf einer Notfallbasis in dem Fall eines Ausfalls der An-Bord-Einheit.
Eine bevorzugte Ausführungsform des Steuersystems und der Wärmequelle ist gezeigt in Figur 4. Das Laminat 101 ist verbunden mit der Leistungsquelle 115, die beherbergt ist in dem Steuer-/Leistungssystem 110. Der Randbus 106 ist eine Schicht aus Kupferfolie bei einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung, welche etwa 1,27 cm breit und 0,00127 cm dick ist. Sie kann ein kontinuierlicher Streifen sein oder kann perforiert sein oder Fenster enthalten, falls erwünscht. Sie wird erwünschterweise befestigt an gegenüberliegenden Rändern der leitenden Schicht 103, wenn sie eingebettet wird in die noch feuchte Haftschicht 104. Somit ist der Bus einheitlich verbunden als ein Abschnitt des Laminats. Der elektrische Verbinder 107, der mit dem Bus 106 verbunden ist, wird angebracht an einen komplementären Verbinder 108, welcher verbunden ist mit einem elektrischen Leiter 109, der in einen geschützten Bereich des Flugzeugs läuft, abgedeckt durch eine wasserfeste Isolierung 113. Ein Rand des Laminats 101 ist verbunden mit dem positiven Pol 116 einer Quelle elektrischer Energie 115. Der Bus am gegenüberliegenden Rand des Laminats ist verbunden mit einem negativen oder Massepol 117 der Quelle elektrischer Energie 115. Zumindest ein Temperatursensor 111 ist in die Komponente 101 laminiert und verbunden mit dem Steuerdraht 112, welcher die Steuereinheit 114 anschließt, und zwar tretend durch eine Isolierung 113. Die Steuereinheit 114 ist äußerst erwünschenswerter Weise ein Mikroprozessor, der programmiert ist zum Anzeigen der Temperatur der Flugzeugoberfläche auf Anzeigeeinrichtungen 117 und 117A. Die Steuereinheit 114 ist erwünschtermaßen programmiert zum Aktivieren von Alarmen 119 und 119A in dem Fall, daß die Temperatur unterhalb 0º C fällt oder 93,33ºC überschreitet und auf andere Temperaturen, die sich als kritisch für den sicheren Betrieb des Flugzeuges herausgestellt haben. Bei einer bevorzugten Ausführungsform würden Temperaturanzeige und -alarm 117 und 119 im Cockpit des Flugzeugs verbunden mit der Steuereinheit 114 durch Steuerdrähte 116 und 118, sein, während das jeweilige Element bezeichnet mit "A" dupliziert wäre für die Bodenmannschaft während das Flugzeug nicht in Betrieb ist. Ein manueller Überschreibschalter 120 kann die Leistungsschaltung für das Laminat 101 deaktivieren, um ein Überheizen im Falle eines Steuerfehlers zu verhindern.
Bei einer alternativen Variation der Busbalkenverbindung 106 mit dem elektrischen Verbinder 109 ist die Benutzung eines steckerartigen Verbinders eliminiert, und der Leiter 109 ist direkt angebracht an den Bus 106, wie gezeigt in Figur 5. Der elektrische Leiter 109 hat seine Enden befreit von einer Isolierung, was einen blanken Leiter 21 zum Vorschein bringt. Der Bus 106 hat ein vorgestanztes Loch 122 an einer Position auf dem Bus, wo die elektrische Verbindung zu errichten ist. Das Leiterende 121 wird in das Loch 122 des Busses 106 plaziert, und die Verbindung wird verlötet. Die verlötete Verbindung 123 wird erwünschter Weise bedeckt mit einer kleinen Menge von Epoxy oder einer anderen Haftschicht 104, und dann wird die äußere Schicht 102 angelegt zum Wasserversiegeln des Bereichs. Eine Spannungsdrahtklemme 124 kann verbunden sein oder befestigt sein an einem blanken Bereich der Flugzeughaut, oder der Bereich für den Befestiger kann vorausgeschnitten werden aus der elektrisch leitenden Schicht 103 vor der Installation.
Das Laminat 101 wird angelegt und verbunden mit einem Flugzeugteil wie im folgenden beschrieben. Der Teil wird mit einem Primer behandelt zum Anlegen der Haftschicht 104 und trocknen gelassen. Das Haftmittel 105 wird angelegt und, während es naß ist, wird die leitende Schicht 103 in die unausgehärtete Haftschicht 104 plaziert. Bei einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung wird sie, wenn der Flugzeugteil 110 eine äußere Aluminiumoberfläche hat, gereinigt, entfettet, und mit Primer behandelt für das bevorzugte Epoxyhaftmittel bei Raumtemperatur. Die elektrisch leitende Schicht wird plaziert in das unausgehärtete Haftmittel, welches gebürstet werden kann oder gespritzt werden kann auf die Oberfläche des Flugzeugteils mit einer Dicke von weniger als 0,00254 cm. Die elektrisch leitende Schicht wird vorgeschnitten zum Passen auf die Oberfläche, welche zu beschichten ist, und ist ziemlich formbar, um über gekrümmte Oberflächen zu passen. Der Randbus 106 wird in die Ränder der elektrisch leitenden Schicht gepreßt. Der Unteraufbau wird aushärten gelassen für etwa 30 min. Die Gesamtdicke des Laminats ist nun 0,00254 cm oder weniger. Während des Verbindungsprozesses werden ein oder mehrere Temperatursensoren eingebettet in das Laminat mit einer Sensorverdrahtung. Die nächstäußere Schutzschicht wird angelegt und aushärten gelassen.
Das folgende ist ein Beispiel der Erfindung in ihrer Anwendung. Ein 30,48 cm x 30,48 cm Rechteck von 0,040 geeichtem 6061 T3 Flugzeug Aluminium wurde entfettet und mit Primer behandelt. Nachdem die Primerbeschichtung trocken war, wurde einkomponentiges aluminisiertes Epoxy angelegt mit einer Dicke von weniger als 0,000254 cm. Ein 27,94 cm x 27,94 cm Stück der bevorzugten elektrisch leitenden Schicht wurde angelegt an das unausgehärtete Epoxy gefolgt von zwei 27,94 cm langen 1,27 cm breiten Streifen von 0,00127 cm breiten Streifen von 0,00127 cm dicken Kupfer, das angelegt wurde an die gegenüberliegenden Ränder des Laminats. Nach 30 min. wurde eine Beschichtung von Polyurethan angelegt, und die Probe wurde 4 Std. aushärten gelassen. In einem Test wurde ein Block vo trockenem Eis auf die gegenüberliegende Seite der Probe plaziert und atomisiertes Wasser wurde auf die laminierte Oberfläche gespritzt. Eine Schicht von Eis bildete sich schnell mit variierender Dicke von 0,1 cm Dicke bis 0,64 cm. Die Oberflächentemperatur, welche gemessen wurde, betrug -40º C. Unter Benutzung einer 110 VAC Stromquelle wurde ein Transformator mit variabler Spannung benutzt zum Anlegen von 20 V an das Laminat. Innerhalb von 2,5 min. war das Eis geschmolzen, und die Oberflächentemperatur, die gemessen wurde, betrug 4,4º C.
An der führenden Kante eines Flügels kann unter Benutzung derselben Technik, wie oben erwähnt, das Umhüllen des Laminats bewerkstelligt werden durch Umfalten des Laminats und Anhaften davon an die Unterstruktur.

Claims

1. Thermisch gesteuertes zusammengesetztes elektrisch leitendes Laminat (101), verbunden als ein Teil einer Fahrzeugkomponenten-Oberflächenbeschichtung (100), mit einem einheitlich verbundenen Netzwerk von Schichten mit einer äußeren Schicht (102), welche widerstandsfähig gegenüber Durchdringung und undurchdringbar für Wasser ist; einer elektrisch leitenden Schicht (103); einer Haftschicht (104), welche mit der Fahrzeugkomponenten-Oberfläche (100) verbunden ist; und einer Einrichtung (106, 107, 108, 109, 110, 115), die darauf ausgerichtet ist, elektrische Energie durch die elektrisch leitende Schicht (103) vorzusehen, um die Temperatur der Fahrzeugkomponenten-Oberfläche (100) zu ändern,

dadurch gekennzeichnet, daß

- die elektrisch leitende Schicht (103) aus Metall beschichteten Fasern besteht;

- die Haftschicht (104) verbunden ist über die Matrix der elektrisch leitenden Schicht (103);

- die Haftschicht (104) und die äußere Schicht (102) anfangs viskos sind, wenn sie angelegt werden, um das Laminat (101) zu bilden; und

- die Haftschicht und die äußere Schicht (104, 102) in situ aushärten auf der Fahrzeugkomponenten-Oberfläche (100) zum Bilden des verbundenen zusammengesetzten Laminats (101) mit der elektrisch leitenden Schicht (103).

2. Laminat nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß es zumindest eine isolierende/elastische Schicht (125) gibt, die in dem Laminat (101) eingebunden ist.

3. Laminat nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Fahrzeugkomponenten-Oberfläche (100) ein Flugzeugrumpf, - flügel- oder -schwanzaufbau ist.

4. Laminat nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die äußere Schicht (102) eine Polyurethan-Oberflächenbeschichtung ist.

5. Laminat nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die elektrisch leitende Schicht (103) eine nicht verwobene Matrix von Graphitfasern ist, beschichtet mit Nickel und mit einem Durchschnittsfaserdurchmesser von 12 Mikrometern und einer Länge von 2,54 cm.

6. Laminat nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die innere Haftschicht (104) ein Epoxyhaftmittel ist.

7. Laminat nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß Laminat (101) eine Einrichtung (111, 112, 107, 108) beinhaltet zum Erfassen der Temperatur an einem oder mehreren Punkten in dem Laminat.

8. Laminat nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die elektrisch leitende Schicht (103) eine Mischung von Faser(n) ist mit variabler Leitfähigkeit, um somit einen gewünschten Pegel der Peitfähigkeit in der elektrisch leitenden Schicht (103) zu schaffen.

9. Laminat nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Laminat (101) verbunden ist mit einer Fahrzeugkomponenten-Oberfläche (100) durch Umhüllen der Fahrzeugkomponenten- Oberfläche.

10. Laminat nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Laminat (101) verbunden ist mit einer Quelle elektrischer Energie (115) mit einer vereinheitlichten Steuereinrichtung (111, 112, 114), welche angepaßt ist zum Vorsehen ausgewählter Beträge elektrischer Energie für die elektrisch leitende Schicht (103) des Laminats, um die Temperatur des Laminats (101) in ausgewählte Bereiche zu erhöhen.

11. Laminat nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Fahrzeugteil ein Flugzeugflügel ist; das Laminat (101) eine isolierende elastische Schicht, hergestellt aus einer Aramidfasern, beinhaltet; die elektrisch leitende Schicht (103) hergestellt ist aus nicht-verwobenen Graphitfasern, beschichtet mit Nickel; und das Laminat eine Einheit zum Erfassen der Temperatur des Laminats (101) und eine Einrichtung zum Vorsehen ausgewählter Beträge elektrischer Energie durch die elektrisch leitende Schicht (103), ausgerichtet zum Steuern der Temperatur des Laminats umfaßt.

12. Laminat nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß das Laminat (101) eine Alarmeinrichtung beinhaltet zum Erfassen einer Temperatur bei 0º C und darunter.