JP2008115849A - 電熱ヒータアセンブリ、ガスタービンエンジンコンポーネントおよびヒータアセンブリの形成方法 - Google Patents

Abstract

【課題】ヒータアセンブリがエンジンまたは機体のコンポーネントの内部に埋め込まれたときに、金属フォイルがコンポーネント内において構造的荷重に耐えられるようにした金属薄膜を提供する。
【解決手段】コンポーネントの凍結防止や凍結解除のために、コンポーネントの内部に埋め込まれるように構成された電熱ヒータアセンブリ２０は、ヒータエレメントとして使用される形状に形成されたチタンフォイル２２と、チタンフォイル２２に隣接する少なくとも１つの補強層２８と、少なくとも１つの補強層にチタンフォイルを結合するために構成された接着剤２４とを含む。ヒータアセンブリ２０は、チタンフォイル２２がヒータアセンブリ２０の構造的荷重に耐えられるように構成される。
【選択図】図２

Description

本発明は、ヒータエレメントとして使用するように構成されたチタンフォイルに関する。さらに詳しくは、本発明は複合部材中の構造的ヒータエレメントとして構成されたチタンフォイルに関する。本発明は、米国海軍との契約Ｎ０００１９−０２−Ｃ−３００３に基づく政府の助成を受けてなされ、米国政府が本発明における一定の権利を有する。なお、本出願は、米国で同日に出願された下記の同時継続中の出願、「チタン薄膜の表面処理」発明者John H. Vontell, Charles R. Watson, Joseph J. Parkos Jr.（弁理士整理番号U７３．１２−７３）に関連する。

ガスタービンエンジンのある種のコンポーネント上での氷の蓄積に起因する問題を回避するために、氷の形成を最小にし、または防止することが望まれる。ガスタービンエンジンコンポーネントおよび機体（ａｉｒｆｒａｍｅ）のコンポーネントの上での氷を除去しまたはその形成を防止するための多くの既存の方法がある。これらの方法の１つは、氷が形成される可能性のあるガスタービンエンジンまたは機体のコンポーネント内に電熱ヒータエレメントを組み込む（または埋め込む）ことである。ヒータエレメントをコンポーネントの表面に取り付けてもよい。氷の形成を防止するために、ヒータエレメントはコンポーネントの影響を受ける部分を加熱する。

ヒータエレメントは、電気エネルギを熱エネルギに変換する金属製のヒータエレメントであってよい。金属製のヒータエレメントは典型的には、ヒータエレメントを電気的に絶縁する少なくとも１つの層をも含むヒータアセンブリの一部である。例えばヒータアセンブリは、繊維補強複合構造内に埋め込まれた金属製のヒータエレメントで構成できる。

ヒータアセンブリをエンジンまたは機体のコンポーネント内に埋め込む多くの応用において、ヒータアセンブリが占める体積を最小にすることが望ましい。更に、ヒータアセンブリがコンポーネント内において大きな構造的荷重を受け止めることができることが重要である。

金属薄膜は、金属製のヒータエレメントとして良く機能することができる。しかしコンポーネント内においてこの金属フォイルが犠牲となる部品ではなく構造的な荷重に耐えるかまたは荷重を伝達することができるような複合構造を設計することは困難である。更に、ヒータアセンブリの薄膜と周囲の層との間に耐久性がありまた安定性のある接合を実現し、金属フォイルがコンポーネント内で荷重を伝達できるようにすることは、困難である。

ヒータアセンブリ内で金属製のヒータエレメントとして使用されるように構成され、ヒータアセンブリがエンジンまたは機体のコンポーネントの内部に埋め込まれたときに、金属フォイルがコンポーネント内において構造的荷重に耐えられるようにした金属薄膜が求められている。

本発明は、コンポーネントの凍結防止や凍結解除のために、コンポーネントの内部に埋め込まれるように構成された電熱ヒータアセンブリに関する。ヒータアセンブリは、ヒータエレメントとして使用されるように構成されたチタンフォイルと、チタンフォイルに隣接する少なくとも１つの補強層と、チタンフォイルを前記少なくとも１つの補強層に結合するように構成された接着剤と、を含む。ヒータアセンブリは、チタンフォイルがヒータアセンブリ内の構造的荷重に耐えるように構成される。

本発明は、エンジンまたは航空機のコンポーネントの内部に埋め込まれるように構成されたヒータアセンブリに関する。ヒータアセンブリは、金属製のヒータエレメントとして、またヒータアセンブリ内の構造的荷重に耐えることができるように構成されたチタンの薄膜を含む。ヒータアセンブリは、チタンフォイルを取り囲む繊維層で構成された複合構造であってよい。繊維層は一般に、チタンフォイルを電気的に絶縁する少なくとも１つの非導電性の層を含む。

ヒータアセンブリは、氷が形成される可能性のある任意のコンポーネントの内部に埋め込むことができる。このようなコンポーネントの例としては、限定する趣旨ではないが、ベーン、エアフォイル（揚力部材）の前縁、エンジンのフロントベアリング、このフロントベアリングを支える構造的支持体およびダクトなどを含む、航空機またはガスタービンエンジンコンポーネントである。コンポーネントはポリマ母材複合材料（ＰＭＣ）（ポリマ、ガラス、カーボンまたはセラミック繊維で補強されたもの）、金属母材複合材料、金属、セラミックス母材複合材料（ＣＭＣ）およびカーボン／カーボン複合材料などの材料から形成できるが、これらに限定されない。

ヒータアセンブリをコンポーネント内に埋め込んだ場合、ヒータアセンブリをコンポーネントの構造的エレメントの一部と置き換えることにより、コンポーネントの寸法を維持することになる。その場合ヒータアセンブリが、金属製のヒータエレメント（すなわちチタンフォイル）を含み、コンポーネントのある割合を占めることになる。その結果、コンポーネントの強度や、構造的荷重の伝達など、構造的特性に影響がでる可能性がある。ヒータアセンブリが大きな構造的荷重に耐えられるようにするために本発明では、ヒータとして機能し、さらにヒータアセンブリ内で構造的荷重に耐え、または荷重を伝達できるチタン薄膜をヒータアセンブリ内に組み込む。

図１は、チタンフォイル１２、第一の接着剤層１４および第二の接着剤層１６を含むフィルムアセンブリ１０の模式図である。チタンフォイル１２は、従来知られているように電気的エネルギを熱に変換する金属製のヒータエレメントとして設計される。チタンフォイル１２は、ワイヤまたはフレキシブル回路のような適宜な導電体を使用して、電源に電気的に接続される。氷を融かすことが求められるか、それとも凍結防止機能が求められるかによって、電気エネルギが断続的または連続的にチタンフォイルに供給される。

図１の実施形態において、チタンフォイル１２の厚みは約０．００１インチ（１．０ｍｉｌ）である。チタンフォイル１２の厚みの適切な範囲は、約０．０００５〜０．００５インチ（０．５〜５ｍｉｌ）であり、好適な範囲は約０．００１〜０．００３インチである。コンポーネントの内部スペースが限られているため、薄膜が望ましい。フォイルの厚みを制約する他の要因には、コンポーネントの重量に対する制約およびフォイルのヒータとしての全体的効率が含まれる。

図１の実施形態において、第一および第二の接着剤層１４，１６は、ガラス繊維で補強されたビスマレイミド（ＢＭＩ）系接着剤層である。接着剤層１４，１６に使用可能な他の材料には、ポリイミド、ポリエステル、フェノール類、シアン酸エステル、エポキシおよびフタロニトリルが含まれるが、これらに限定されない。

第一および第二の接着剤層１４，１６を使用して、チタンフォイル１２を少なくとも１つの補強層に付着させてヒータアセンブリを形成できるが、これについては図３を参照して後で詳細に説明する。

図２は他の実施形態におけるフィルムアセンブリ２０の模式図であるが、フィルムアセンブリ１０と同様にチタンフォイル２２、第一の接着剤層２４および第二の接着剤層２６を含む。さらに、フィルムアセンブリ２０は、支持層２８を含む。

図２の実施形態において、チタンフォイル２２は「形状付けられた」フォイルであってよい。すなわちフォイル２２を接着剤層２４，２６に付着させる前に、チタンフォイル２２をエッチングして不連続シートを形成する形状にすることである。このチタンフォイル２２はフォトエッチングまたはケミカルミリングを利用して形成できるが、これら両方法とも当該技術分野において一般に知られているものである。チタンフォイル２２はいかなるタイプの形状であってもよい。チタンフォイル２２の形状によって、電気的な特性およびチタンフォイル２２からの熱の分布が制御されるため、通常、形状はコンポーネントの種類と、コンポーネントのうち氷の融解や凍結防止を必要とする領域と、に依存する。

多くの場合、形状付けられたフォイルは、そうでないフォイルよりもデリケートで壊れやすく、支持層２８などの支持層が必要な場合があるが、フォイル２２の形状を作るためのエッチング工程の前にフォイル２２に支持層２８を付着させることができる。この支持層２８は、限定する趣旨ではないが、ガラス繊維や他の適切なセラミックス繊維織物、あるいはポリイミドのようなプラスチックフィルムなどの、繊維層を含むことができる。図２に示すように、支持層２８はエッチング工程の後もフォイル２２に付着したままであり、フォイル２２と接着剤層２６との間において支持層２８が残るようにすることができる。あるいは、接着剤層２６をフォイル２２に付着させる前に、仮の支持層をフォイル２２から取り除いてもよい。

図３はヒータアセンブリ３０の模式図であり、これは図１のフィルムアセンブリ１０、第一の補強層３２および第二の補強層３４を含む。ヒータアセンブリ３０は、エンジンまたは機体（ａｉｒｆｒａｍｅ）のコンポーネントの除氷や、コンポーネントの上における氷の形成防止に適したヒータアセンブリの代表的なものである。

第一および第二の補強層３２，３４は、チタンフォイル１２を電気的に絶縁する層として作用し、限定する趣旨ではないが、エポキシ、ビスマレイミド、ポリイミドおよび他の適切な有機マトリクスまたはセラミックマトリクスなどの繊維で補強された任意の構造体を含む、チタンフォイル１２を電気的に絶縁するために適切な任意の材料から形成できる。他の実施形態においては、第一および第二の補強層３２，３４はセラミック繊維層から構成される。繊維層の代わりに、第一および第二の補強層３２，３４は一方向の特性を有するテープ、不連続なマットおよびポリマーフィルムを含むことができるが、これらに限定されない。適切なポリマーフィルムの例としてポリイミドが含まれるがこれに限定されない。

第一の接着剤層１４は、チタンフォイル１２を第一の補強層３２に付着させるのに使用され、第二の接着剤層１６はフォイル１２を第二の補強層３４に付着させるのに使用される。他の実施形態において、接着剤層１４，１６は補強層３２，３４の絶縁（断熱）特性に加えて、あるいはその代わりに、電気的絶縁特性を有することができる。

他の実施形態では、ヒータアセンブリ３０は接着剤層１４、１６を持たず、代わりにヒータアセンブリ３０内に樹脂を注入して、フォイル１２を補強層３２，３４に付着させてもよい。ヒータアセンブリ３０内に樹脂を注入した後、樹脂を硬化させてヒータアセンブリ３０を硬い構造にすればよい。ヒータアセンブリ３０に適した樹脂としてはエポキシ、ビスマレイミド（ＢＭＩ）あるいはポリイミドが含まれるが、これらに限定されない。

図３ではフィルムアセンブリ１０の各々の面に補強層を１つしか示してないが、ヒータアセンブリ３０はチタンフォイル１２を覆う付加的な複数の補強層を含んでもよい。

図４は複合部材４０の模式図であり、セラミック繊維層４２およびカーボン繊維層４４の間に埋め込まれた図３のヒータアセンブリ３０を含むものである。複合部材４０はエンジンまたは機体のコンポーネントそのものであってもよく、また複合部材４０は他のアセンブリに取り付けられてコンポーネントを構成するサブアセンブリであってもよい。

図４の実施形態において、複合部材４０はヒータアセンブリ３０の各々の面を覆う４層のセラミック繊維層４２および２層のカーボン繊維層４４を含む。複合部材４０は任意の数の層を含むことができる。複合部材４０はセラミックおよびカーボンに限定されず、エポキシ、ビスマレイミド、ポリイミドおよび適切な有機マトリクスまたはセラミックマトリクスなどを含むがこれらに限定されない繊維で補強された任意の構造で形成することができる。更にヒータアセンブリ３０が複合部材４０内の中央の層である必要も無い。

ヒータアセンブリ３０と同様に、複合部材４０には樹脂が注入されて高温に加熱され、樹脂を硬化させて硬い構造とすることができる。他の実施形態においてヒータアセンブリ３０は、樹脂をヒータアセンブリ３０内に注入する前に他の層４２と層４４との間に挿入してから樹脂を複合部材４０内に注入し、ヒータアセンブリ３０および周囲の層４２，４４が固い複合構造を形成するようにしてもよい。使用できる樹脂の種類にはエポキシ、ビスマレイミド（ＢＭＩ）またはポリイミドが含まれるが、これらに限定されない。

上で述べたように、図４に示した複合材料４０の繊維層の数に制限はなく、複合部材４０のヒータアセンブリ３０の周囲の層は、もっと少なくてもよい。

ヒータアセンブリ３０のチタンフォイル１２は、ヒータアセンブリ３０内の構造的荷重に耐えられる構造的なヒータとして構成され、それにより、コンポーネントを形成することのできる図４の複合部材４０と同様に、エンジンまたは機体のコンポーネントの中に埋め込まれたときに、ヒータアセンブリ３０の性能を向上させる。チタンフォイル１２がコンポーネント内で構造的なヒータとして機能する能力は、フォイル１２の剛性、フォイル１２と周囲の層との間の結合の強さ、およびこの結合がコンポーネントの寿命にわたって有する耐久性などの要因に基づくものである。

チタンフォイル１２は本来的に剛性があり、複合部材３０内の他の層と同程度の剛性係数を有する。従ってチタンフォイル１２は、複合部材４０内で構造的荷重を周囲の層に伝達すると同時に、複合部材内でヒータとして機能することができる。しかし、フォイル１２が周囲の層に十分に結合していない場合、チタンフォイル１２が構造的荷重を他の層に伝達する能力が失われる可能性がある。そのため、フォイル１２と周囲の層との間における結合の強さを最大にすることが重要である。さらに、フォイル１２を周囲の層に付着させる結合が、ヒータアセンブリ３０が内部に埋め込まれたコンポーネントの寿命を通じて使用条件に耐えられるだけ十分に安定であることが重要である。上で説明したように、フォイル１２を周囲の層に結合するには、接着剤層（図１の接着剤層１４、１６および図２の接着剤層２４、２６のようなもの）または樹脂を使用することができる。

ヒータ材料としては、銅合金またはニッケル合金のような他の抵抗性の金属を使用できるが、チタンまたはチタン合金の方が構造的ヒータとして優れた性能を示す。本発明のチタン薄膜は、他の抵抗性の金属よりも軽い。しかもチタンフォイルは、極めて高い使用温度に曝される可能性のあるタービンエンジンコンポーネント内における使用に適した接着剤と強く結合することができる。例えばこれらの用途で好適に使用される接着剤は、上で述べたようにビスマレイミドおよびポリイミドが含まれるが、これらに限定されない。

結合の強度と耐久性を決定する要因の１つは、チタンフォイル１２と接着剤との結合を損なう可能性のある機械的強度の低い酸化物および他の汚染物質を除去するために行われるチタンフォイルの表面処理である。チタンフォイルに対する表面処理の好適な方法は、参照を通じて本願に組み込む同時継続中の出願、「チタン薄膜の表面処理」に開示されている。

表面処理の好適な方法を決定するために、図４の複合部材４０に類似し、各複合部材は図３のヒータアセンブリ３０に類似するヒータアセンブリを含む各種複合部材のサンプルが組み立てられた。複合部材の各々は、それぞれ異なる表面処理を行った薄いチタンフォイルを有していた。表１に、サンプル１〜６における各チタンフォイルに対する表面処理の内容を示す。チタンフォイルを含まない複合部材の基本サンプルも準備した。

表面処理工程の最初のステップは、２つの洗浄工程（予備洗浄１と予備洗浄２）である。予備洗浄１では、チタンフォイルの各サンプルは蒸気噴射を当てるか、または硝酸／フッ化水素酸に浸した。次に予備洗浄２で、サンプル４以外のすべてのサンプルを弱アルカリ性の洗浄液で処理することにより、予備洗浄１で付着した酸を中和し、かつフォイルの表面を洗浄した。ステップ３ではサンプル４，６以外のサンプルを、Ｔｕｒｃｏ ５５７８−Ｌのような（ただしこれに限定されない）強アルカリ性のエッチング液でエッチングした。ステップ３におけるエッチング工程は、フォイルの表面から油とはがれやすい酸化物を除去することにより表面の接着を良くするために行うものであり、フォイルの形状を変化させるためではない。エッチングを行うと一般にフォイルの表面に部分的にスス（ｓｍｕｔ）のような黒い残存物が生じる。そのためサンプル１，２はフォイルからススを除去するために硝酸で処理した。その後、フォイルのすべてのサンプルを水中での超音波洗浄（サンプル１〜５）またはアセトンでの拭き取りにより洗浄し、乾燥させた。次に、フォイルの表面を安定化させて接着剤による結合のために表面状態を保存するのに、サンプル１〜４に薄い皮膜となるようにプライマ処理した。プライマには複合部材と親和性のある任意の種類の樹脂を使用でき、例えばエポキシ、ビスマレイミド、ポリイミド、ポリエステル、フェノール類、シアン酸エステル、およびフタロニトリルが含まれるが、これらに限定されない。

表１に示した複合部材の各々に対して、層間のせん断強度を調べる試験を行った。試験に先立って、各複合部材から取った試験片を、表２に概略を示す条件１〜４に曝した。これらの条件の目的は、複合部材が曝される可能性のある大気中の水分などの様々な環境を模擬的に実現することである。

表１に示した複合部材のサンプルの各々について、１２個の試験片（表２に示した各条件について３個のサンプル）を準備した。各試験片は幅１／２インチに切断し、スパンと深さの比を４：１としてクロスヘッドの速度を毎分０．０５インチに設定した４点ショートビームせん断（ＳＢＳ）試験にかけた。この試験は、各試験片の層間のせん断強度を調べるためのものである。

複合部材のサンプルの各々に対して、４種類の条件についてショートビームせん断（ＳＢＳ）試験を行った結果を図５に示す。図５に示した各ＳＢＳ値は、その条件について３つのサンプルを測定した結果の平均値である。ＳＢＳ値は複合部材内の結合の強さを表すので、高い値が望ましい。複合部材内のチタンフォイルと周囲の層との間の結合が強くて耐久性があれば、チタンフォイルは、複合部材内の構造的荷重に耐え、かつ荷重を伝達することが可能になる。

図５に示すように、基本の複合部材はチタンフォイルを含まないため、基本サンプルは全ての条件の下で最も高い値を示し、そのため十分な結合を確保するためにフォイルの表面を事前処理することは問題とならなかった。サンプル１は４つの条件の全てについて、基本サンプルと比べてＳＢＳ値の低下を示した。サンプル１内のチタンフォイルに対して行われた表面処理には、初期洗浄ステップとして蒸気噴射が含まれ、そのためこの表面処理は、形状付けられたフォイルに対してフォイルを損傷せずに適用することは出来ない可能性がある。サンプル２は４つの条件の全てについて、サンプル１よりも高いＳＢＳ値を示した。サンプル２では初期洗浄ステップとして、硝酸／フッ化水素酸溶液中にフォイルを浸漬した。サンプル２は全ての条件について、サンプル３〜６よりも高いＳＢＳ値を示した。複合部材内の結合に対して高い強度と耐久性を実現するためには、サンプル２に対して行った表面処理（表１参照）が好適な表面処理方法である。

サンプル３の場合、条件３および条件４に曝された各試験片は、湿度耐久性試験の間に接合部が剥離した。サンプル３は、エッチングの結果としてフォイルの上に生じた残留物を除去するための、硝酸によるスス除去工程の重要性を示している。条件３および条件４に曝されたサンプル６も、条件４におけるサンプル５と同様、湿度耐久性試験の間に剥離してしまった。条件３および条件４は環境に対する耐久性を推定するために採用されたので、湿度耐久性試験中の剥離は重要な意味がある。

サンプル４では、アルカリ洗浄、エッチングおよびスス除去の各ステップはフォイルの表面処理に含まれなかった。図５に示されるように、サンプル４は条件１〜４についてサンプル２よりも低いＳＢＳ値を示した。しかし条件１、条件２および条件４については、サンプル２とサンプル４との間のＳＢＳ値の差はわずかなものだった。更にサンプル４では、条件３のものも条件４のものも湿度耐久性試験の間に剥離せず、これはサンプル３，５，６との違いを示した。サンプル４に施した表面処理（表１参照）は、本発明の別の実施形態である。

サンプル５は条件１と条件２にわたってＳＢＳ値の低下を示し、条件４では湿度耐久性試験の間に剥離した。サンプル５の結果は、複合材料内で十分な結合を実現するためにフォイルにプライマ処理を行うことの重要性を示している。最後に、サンプル６は条件１および条件２について低いＳＢＳ値を示し、条件３および条件４の場合は湿度耐久性試験の間に剥離した。サンプル６の結果は、エッチング工程を行わない場合に蒸気噴射とアルカリ洗浄を行うと、十分な耐久性のある結合が得られないことを示す。図５に示された試験結果に基づいて、サンプル２，４に対して採用された表面処理は、チタンフォイルの表面の強力な接着を行う上で最高の結果をもたらすと言える。

せん断強度試験を行った後で、剥離した試験片について、剥離が接着面（ａｄｈｅｓｉｖｅ）剥離かそれとも接着層内（ｃｏｈｅｓｉｖｅ）剥離かを調べた。接着面剥離は、接着剤とフォイルの界面で起きる剥離モードである。接着層内剥離は接着材の内部で起きる破損であり、こちらが望ましい剥離モードである。

表３に示すように、基本サンプルが条件３および条件４について接着面剥離を示さなかった唯一のサンプルであり、その理由は基本サンプルがチタンを含まなかったからである。サンプル１，２，４は条件１および条件２について接着層内剥離を示し、サンプル３，５，６は全ての条件について接着面剥離を示した。上記のとおり、サンプル１内のフォイルに対して行われた表面処理は、形状付けられたフォイルに対してフォイルを損傷せずに適用することは出来ない可能性がある。従って表３のデータは図５の結果を確認するものとなっている。サンプル２に対して行われた表面処理は、複合部材内での接着結合のためにチタンフォイルを準備する上で最高の結果を与え、そのためチタンフォイルを複合部材内に埋め込んだときにチタンフォイルが構造的ヒータエレメントとして機能することができる。あるいは、サンプル４に対して行われた表面処理は、接着結合のためにチタンフォイルを十分に準備する上でサンプル２と同様の結果を与える。

図６は、チタンフォイルを有する埋め込みヒータアセンブリを含むタービンエンジンコンポーネントの実施形態を示す。図６はエアフォイル５０の斜視図であり、エアフォイル５０の本体５１の一部を前縁５２に沿って切り取って、ヒータアセンブリ５４が見えるようにしたものである。エアフォイル５０の本体５１は複合構造であり、ヒータアセンブリ５４はその複合構造の一部として本体５１内に埋め込まれている。ヒータアセンブリ５４は図３のヒータアセンブリ３０と同様のものであり、補強層５６およびチタンフォイル５８を含む。図３を参照して説明したように、ヒータアセンブリ５４はフォイル５８を囲む付加的な層を含むことができる。図６のヒータアセンブリ５４の実施形態において、補強層５６は本体５１の外側表面とフォイル５８との間に配設され、層５６はフォイル５８に対する絶縁層として機能する。補強層５６およびフォイル５８は、上で述べたように接着剤を使って取り付けることができる。層５６とフォイル５８との間の結合が高い強度を有するため、フォイル５８は構造的ヒータエレメントとして機能することができる。

エアフォイル５０はガスタービンエンジンコンポーネントであり、例えばコンプレッサ内のエアフォイルなどである。ガスタービンエンジンが航空機で使用される場合、エアフォイル５０の前縁５２に水分が蓄積し、航空機が高い高度に達したときにその水分が氷になる可能性がある。それに加えて、過冷却状態の大気中の水分が飛行中にぶつかると、エアフォイル５０および他のタービンエンジンまたは機体のコンポーネント上で氷が蓄積することになる。前縁５２に沿って氷の蓄積を防止（凍結防止）し、あるいは前縁５２から氷を除去する（氷融解）ために、前縁５２内にヒータアセンブリ５４を埋め込むことができる。チタンフォイル５８は外部電源（図示せず）から電気的エネルギの供給を受け、電気的エネルギを熱エネルギに変換してエアフォイル５０の前縁５２を加熱し、前縁５２上の氷を融かし、あるいは氷の形成を防止する。

本発明の実施形態は、コンポーネントの内部に埋め込まれるように構成されたヒータアセンブリに関する。形状付けられた、または形状付けされていないチタンフォイルを含むヒータアセンブリは、構造的ヒータエレメントとして機能することができる。

第一および第二の接着剤層によって囲まれたチタン薄膜を含むフィルムアセンブリの模式図。 チタン薄膜を含むフィルムアセンブリの他の実施形態の模式図。 第一および第二の補強層によって囲まれた図２のフィルムアセンブリを含むヒータアセンブリの模式図。 複数の繊維層の間に挿入された図３のヒータアセンブリを含む複合部材の模式図。 前記チタンフォイルが、前記フォイルの表面処理を行う様々な方法を使用して準備された、様々な複合部材についてせん断接合強度に関する表。 エアフォイルの前縁に沿って埋め込まれたヒータアセンブリが見えるように切り取ったエアフォイルの斜視図。

Claims (27)

1. コンポーネントの凍結防止や凍結解除のために、コンポーネントの内部に埋め込まれるように構成された電熱ヒータアセンブリであって、
   ヒータエレメントとして使用される形状に形成されたチタンフォイルと、
   前記チタンフォイルに隣接する少なくとも１つの補強層と、
   前記少なくとも１つの補強層に前記チタンフォイルを結合するように構成された接着剤と、を含み、
   前記チタンフォイルが前記ヒータアセンブリ内の構造的荷重に耐えられるように構成される、
   ことを特徴とする電熱ヒータアセンブリ。
2. 前記チタンフォイルが、市販の純粋チタンおよびチタン合金からなる群から選択されることを特徴とする請求項１に記載の電熱ヒータアセンブリ。
3. 前記チタンフォイルの厚みが、約０．５〜５ｍｉｌの範囲であることを特徴とする請求項１に記載の電熱ヒータアセンブリ。
4. チタンフォイルの厚みが約１ｍｉｌであることを特徴とする請求項３に記載の電熱ヒータアセンブリ。
5. 前記チタンフォイルが、ヒータエレメントとして使用するのに適切な形状に形成されることを特徴とする請求項１に記載の電熱ヒータアセンブリ。
6. 前記チタンフォイルが支持層を含むことを特徴とする請求項５に記載の電熱ヒータアセンブリ。
7. 前記接着剤が、前記チタンフォイルと少なくとも１つの補強層との間に挿入可能な接着剤フィルムであることを特徴とする請求項１に記載の電熱ヒータアセンブリ。
8. 前記接着剤が、前記少なくとも１つの補強層および前記チタンフォイルに塗布されることを特徴とする請求項１に記載の電熱ヒータアセンブリ。
9. 前記接着剤が電気的絶縁性を有することを特徴とする請求項１に記載の電熱ヒータアセンブリ。
10. 前記チタンフォイルを前記少なくとも１つの補強層に接合する前に前記チタンフォイルに表面処理が施され、かつ前記表面処理により前記フォイルの表面から機械的に弱い酸化物と油を除去して接合容易にすることを特徴とする請求項１に記載の電熱ヒータアセンブリ。
11. 前記少なくとも１つの補強層が、繊維層、一方向の特性を有するテープ、不連続なマットおよびポリマーフィルムからなる群から選択されることを特徴とする請求項１に記載の電熱ヒータアセンブリ。
12. 前記繊維層がカーボン、ガラス、ポリマおよびセラミックからなる群から選択される繊維を含むことを特徴とする請求項１１に記載の電熱ヒータアセンブリ。
13. 前記ポリマーフィルムがポリイミドを含むことを特徴とする請求項１１に記載の電熱ヒータアセンブリ。
14. 前記少なくとも１つの補強層が電気的絶縁性を有することを特徴とする請求項１に記載の電熱ヒータアセンブリ。
15. 本体と、
    前記本体の内部に埋め込まれ、前記本体に熱を供給するように構成されたヒータアセンブリと、を含むとともに、前記ヒータアセンブリが、
    ヒータエレメントとして使用されるチタンフォイルと、
    前記本体と前記チタンフォイルとの間に配設された補強層と、
    前記チタンフォイルを前記補強層に接着するための接着剤と、
    を有するヒータアセンブリと、を含み、
    前記チタンフォイルがコンポーネント内の構造的荷重に耐え、また伝達するように構成される
    ことを特徴とするガスタービンエンジンコンポーネント。
16. 前記チタンフォイルの厚みが約０．５〜５．０ｍｉｌの間であることを特徴とする請求項１５に記載のガスタービンエンジンコンポーネント。
17. 前記チタンフォイルの厚みが約１．０〜３．０ｍｉｌの間であることを特徴とする請求項１６に記載のガスタービンエンジンコンポーネント。
18. 前記補強層が繊維層、一方向の特性を有するテープ、不連続なマットおよびポリマーフィルムからなる群から選択されることを特徴とする請求項１５に記載のガスタービンエンジンコンポーネント。
19. 前記繊維層が、カーボン、ガラス、ポリマおよびセラミックからなる群から選択される繊維で構成されることを特徴とする請求項１８に記載のガスタービンエンジンコンポーネント。
20. 前記補強層が電気的に非導電性でありかつチタンフォイルを絶縁することを特徴とする請求項１５に記載のガスタービンエンジンコンポーネント。
21. 前記接着剤がビスマレイミド、エポキシ、ポリイミド、ポリエステル、フェノール類、シアン酸エステル、およびフタロニトリルからなる群から選択されることを特徴とする請求項１５に記載のガスタービンエンジンコンポーネント。
22. 前記チタンフォイルをエッチングして、前記チタンフォイルから前記本体への熱伝達を最適にするのに適切な形状に形成することを特徴とする請求項１５に記載のガスタービンエンジンコンポーネント。
23. タービンエンジン用コンポーネント内の構造的荷重に耐えることのできる金属製ヒータエレメントを有するヒータアセンブリを形成する方法であって、
    ヒータエレメントとして使用されるチタンフォイルを準備すること、
    前記チタンフォイルを少なくとも１つの補強層に接合して前記ヒータアセンブリを形成すること、および
    前記ヒータアセンブリを前記コンポーネント内に埋め込むこと、
    を含むヒータアセンブリの形成方法。
24. 前記チタンフォイルの準備が、前記フォイルが前記少なくとも１つの補強層との強い結合を形成できるように前記フォイル上への表面処理を行うことを含むことを特徴とする請求項２３に記載のヒータアセンブリの形成方法。
25. 前記チタンフォイルの準備が、前記フォイルにエッチングを施してヒータエレメントとしてのフォイルの使用を最適にするために適切な形状を形成することを含むことを特徴とする請求項２３に記載のヒータアセンブリの形成方法。
26. 前記チタンフォイルの少なくとも１つの補強層への接合が、前記フォイルと前記少なくとも１つの補強層との間に配設された接着剤層によって行われることを特徴とする請求項２３に記載のヒータアセンブリの形成方法。
27. 前記チタンフォイルの少なくとも１つの補強層への接合が、前記チタンフォイルと前記少なくとも１つの補強層との間に注入される樹脂によって行われることを特徴とする請求項２３に記載のヒータアセンブリの形成方法。

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