JP2008190523A - 航空機の構成要素用表面実装ヒータアッセンブリ - Google Patents

Abstract

【課題】吸い込みによる危険性および潜在する機械的な不具合を最小化しながら、高い耐食性を有するとともに、構成要素の構造強度および空力性能の低下を最小化する、表面実装フレキシブルヒータを提供する。
【解決手段】支持層７５と、この支持層７５で保持された電気抵抗薄膜発熱体７０と、この発熱体７０を覆うコーティングと、この支持層７５を構成要素に固定する接着剤８０と、を有する航空機構成要素用の表面実装ヒータアッセンブリが提供される。コーティングは、薄膜発熱体７０の潜在的な露出の識別を可能とするために、視覚的に異なる２つの層６０，６５を有している。支持層７５と、発熱体７０と、支持層を航空機構成要素に接合するための遷移層と、を備える多層のアッセンブリを有する表面実装ヒータが提供される。
【選択図】図２

Description

本発明は、航空機構成要素用のフレキシブルヒータアッセンブリに関し、特に、空力的および吸い込み耐性的に最適化されたアッセンブリ内に腐食保護および腐食指標を含む、航空機構成要素用のフレキシブルヒータアッセンブリに関する。

尚、本発明は、契約番号Ｎ０００１９−０２Ｃ−３００３のもと、米国政府の支援により為されたものであり、米国政府は所定の権利を有する。

航空機構成要素、特にガスタービンエンジン構成要素の運転環境は、きわめて苛酷であり、要求仕様が厳しい。エンジンを通過する空気流の流路におけるエンジン構成要素が曝される温度および液体水分の含有量によって、氷が付着することがある。このような環境においては、付着した氷の吸い込みによるエンジン構成要素の損傷を防止するために、電熱式氷保護装置が必要である。

ガスタービンエンジン構成要素を保護する現在の表面実装の塗布には欠点がある。この目的で現在使用されている切削可能なシリコーンゴムは腐食を非常に受ける。さらに、現在の表面実装ヒータは構造部品ではなく、構造部品用に最適に設けられ、かつエンジンのより大きな構造強度および空力性能を保証するジェットタービンエンジン内の有用な空間を占有してしまう。また、表面実装に塗布される耐食性を改善したシリコーンエラストマは、発熱体をエンジン構成要素に固定している接着剤が劣化した場合に、回転するジェットタービンブレードの寿命に非常に悪影響を及ぼす。さらに、硬質粒子による腐食つまり局所的な破損による保守作業者への電気的な損傷が心配である。何故なら、発熱体を覆うシリコーン層の欠落は、部品が通電されているのに電気的に絶縁されないからである。

したがって、ガスタービンエンジンの用途における表面実装フレキシブルヒータは、吸い込みによる危険性および潜在する機械的な不具合を最小化しながら、高い耐食性を有するとともに、構成要素の構造強度および空力性能の低下を最小化する必要がある。

本発明の１つの目的は、ガスタービンによって容易に切削可能なポリマ支持層および接着剤を用いて、腐食保護および腐食指標の両方を実現する、ガスタービンエンジン構成要素用の表面実装ヒータアッセンブリを提供することである。

本発明の他の目的は、吸い込みによる危険性を最小化し、かつ高い腐食保護を有するガスタービンエンジン構成要素用の表面実装ヒータアッセンブリを提供することである。

本発明の別の目的は、回転しているガスタービンブレードへの機械的損傷を防止するためにエンジンの運転中に切削することのできる、ガスタービンエンジン構成要素用の表面実装ヒータアッセンブリを提供することである。

本発明のさらに別の目的は、このアッセンブリの全体の厚さを最小化し、腐食から保護し、さらに吸い込みによる危険性を最小化する、ガスタービンエンジン構成要素用の表面実装ヒータアッセンブリを提供することである。

本発明のさらに別の目的は、耐食性があり、潜在的な電気的な不具合を検出可能な腐食指標を用いる、ガスタービンエンジン構成要素用の表面実装ヒータアッセンブリを提供することである。

本発明のさらに別の目的は、一体成形された複合構造体として用いる場合に、切削可能な接着剤と一体成形された複合構造体との間に遷移層を用いる、ガスタービンエンジン構成要素用の表面実装ヒータアッセンブリを提供することである。

本発明のさらに別の目的は、切削可能な接着剤と、構造的な構成要素である一体成形された複合構造体との間に遷移層を用いる、ガスタービンエンジン構成要素用の表面実装ヒータアッセンブリを提供することである。

このような目的および利点は、支持層と、この支持層で保持された電気抵抗薄膜発熱体と、この発熱体を覆うコーティングと、この支持層を構成要素に固定する接着剤と、を有する、ガスタービンエンジン構成要素用の表面実装ヒータアッセンブリによってもたらされる。このコーティングは、薄膜発熱体の潜在的な露出を識別可能とするために視覚的に異なる２つの層を有する。航空機構成要素用の表面実装ヒータが、支持層と、この支持層に保持された発熱体と、この発熱体を覆うコーティングと、を備える多層のアッセンブリを有する。多層のアッセンブリは、支持層および航空機構成要素を接合するための遷移層をさらに備えている。

図面、特に図１を参照すると、ガスタービンエンジンにおけるエアフォイル構成要素用の従来の表面実装ヒータアッセンブリが詳細に図示されており、参照番号１０で示されている。ヒータアッセンブリ１０は、接着層２０によってエアフォイル１５に貼り付けられる。接着層２０は、エアフォイルをヒータアッセンブリ１０に接合する。最も上側にあるガス流に接する層は、シリコーン保護層２５である。保護層２５は、発熱体３０を保護する。発熱体３０は、シリコーン支持層３５によって支持される。エアフォイル１５は、例えば、ガスタービンエンジンにおけるエアフォイルのベーン構成要素４０のようなより大きなガスタービンエンジン構成要素の一部である。

発熱体３０は、通常では、チタン、チタン合金、銅合金、ニッケルおよびニッケル合金などの材料による電気抵抗金属薄膜である。ヒータアッセンブリ１０の全体は、一般的には、銅合金またはニッケル合金の発熱体と、カレンダ加工工程時に組み込まれたガラススクリム布（ｇｌａｓｓ ｓｃｒｉｍ ｃｌｏｔｈ）で強化され、カレンダ加工されたシリコーン支持層と、カレンダ加工されたシリコーン保護層と、からなる。発熱体３０は、次に、このような用途で通常使用される接着剤２０を用いてエアフォイル１５に貼り付けられる。接着を強化するためにプライマ（下塗剤）を使用してもよい。アッセンブリ１０は、厚さが約０．００２インチ（約０．０５１ｍｍ）〜約０．００５インチ（約０．１２７ｍｍ）である。

耐食性があまりないシリコーンゴムを保護層２５に使用する従来の構成では、数多くの不利な点がある。したがって、ガスタービン構成要素の耐食性を十分に達成するためには、最小厚さが０．０１０インチ（約０．２５４ｍｍ）〜０．０２０インチ（約０．５０８ｍｍ）である比較的厚いシリコーンゴムの層が必要とされる。さらに、表面実装ヒータアッセンブリ１０全体の厚さも比較的厚い。保護層２５、発熱体３０、支持層３５および接着剤２０を含む表面実装ヒータアッセンブリ１０の全体の厚さは、約０．０３０インチ（約０．７６２ｍｍ）〜約０．０６０インチ（約１．５２４ｍｍ）である。タービンエンジンの比較的限られた空間においては、このような厚さは、エンジンの耐荷重性の構造的な構成要素に使用できる容積を占有してしまう。したがって、従来の構成のような厚いヒータアッセンブリを使用しなければならないエンジンは、構造上の完全性および空力性能を損ねてしまう。

また、耐食性を改善したシリコーンエラストマを表面実装用途に使用することは、発熱体をエンジン構成要素に固定する接着剤２０が劣化した場合に、回転するジェットタービンブレードの寿命にとって非常に悪影響を及ぼす。ヒータアッセンブリが回転するジェットタービンブレード内に離脱すれば、エンジン性能を完全に損なうか、または実質的に低下させてしまう。

さらに、硬質粒子による腐食つまり局所的な破損によって保護層が除去された場合に、保守作業者に対する電気的な傷害が心配である。従来のヒータアッセンブリ１０においては、発熱体上のシリコーン層が除去されても、電気的に絶縁されず、構成要素は、十分な電気的絶縁のない状態で通電されたままとなる。このような場合には、保守作業者に危険が及ぶ。

図２によれば、参照番号５０によって表される本発明によるヒータアッセンブリの第１の実施例が示されている。ヒータアッセンブリ５０は、ガス流路内のエアフォイル５５のようなガスタービンエンジン構成要素に貼り付けられている。ヒータアッセンブリ５０は、２つの層を有している。すなわち、ヒータアッセンブリ５０の耐食性を目的とした保護コーティングである腐食保護層６０と、腐食指標層６５と、を有する。保護層６０および指標層６５の直下に発熱体７０がある。電気抵抗層などの発熱体７０は、腐食指標層６５とガスタービンによって切削可能な支持層７５との間に直接位置している。支持層７５は、ガスタービンによって切削可能な接着剤８０を用いてエアフォイル５５に貼り付けられている。ヒータアッセンブリ５０は、ガスタービンエンジン段のエアフォイル５５に貼り付けられているように示されているが、本発明のヒータアッセンブリ５０は、任意の航空機構成要素、特に、ガスタービンエンジンのガス流路に曝される構成要素にも貼り付けることができる。

腐食保護層６０は、ガス流に直接隣接しており、耐食性のあるポリマ層であることが好ましい。下にある発熱体７０およびエアフォイル５５に対する腐食の保護となるので、フルオロカーボン（過フッ化炭化水素）エラストマをヒータアッセンブリの表面に使用することが好ましい。腐食保護層６０は、耐食性のために開発された溶媒化エラストマで形成されることが好ましく、厚さが０．００５インチに概ね等しいか、これより大きいことが好ましい。例えば、ペルシールコーポレーション（Ｐｅｌｓｅａｌ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ）の製品であるＰＬＶ２１００溶液は、耐食性を与えることができる。腐食保護層６０は、腐食指標層６５に対する十分な接着および厚さの制御を達成するために、溶射、静電塗装、ロール塗布および粉体塗装などの従来技術を用いて塗布される。十分な接着を得るために、製造業者の指示に従って塗布されるプライマを使用してもよい。

腐食指標層６５は、腐食保護層６０とは本質的に異なる色の耐食性のポリマ層であることが好ましい。代替的に、腐食指標層６５は、目視を可能にする可視光、紫外光または赤外光などの電磁放射を用いて検査する際に、色を変化させるように添加された、追加の非電導性の化学化合物を有している。いずれにしても、腐食指標層６５は、作業者に傷害を生じさせる可能性のある腐食保護層６０の欠陥を検出することを保証するために、腐食保護層６０とは視覚的に異なっている。腐食指標層６５がない場合、従来のフレキシブルヒータのシリコーンコーティングと同様に、衝撃から生じる硬質粒子による腐食つまり局所的な破損によって、電気的に絶縁されることなく、発熱体を覆っているポリマ面が除去されてしまう可能性がある。電気が絶縁されなければ、ヒータアッセンブリの診断法では、保守作業者に危害を及ぼす恐れのある通電されているジェットタービン構成要素の面から生じる損傷を検出できない。

また、腐食指標層６５は、溶射、静電塗装、ロール塗布および粉体塗装などの従来の手法によって塗布される。腐食指標層６５の厚さは、腐食保護層６０と発熱体７０との間の十分な接着を実現するために、約０．０００５インチ（約０．０１３ｍｍ）〜約０．００５インチである。製造業者の指示によって塗布されたプライマを十分な接着を実現するために用いてもよい。更に十分な腐食指標層６５が、ヒータの動作電圧およびワット数において作業者を電気的に隔離できるように塗布される。腐食保護層６０および腐食指標層６５の組み合わせが、ガスタービンエンジンのガス流路に必要とされる耐食性を与え、エアフォイルの運用寿命を延長させる。

発熱体７０は、好ましくは、チタン、チタン合金、銅合金、ニッケルおよびニッケル合金などの材料で形成される電気抵抗金属薄膜の発熱体である。ただし、材料はこれらに限定されるものではない。発熱体の表面に、発熱体７０の合金に適切な化学エッチング、プラズマエッチングおよびプライマを使用して接合の準備が行われる。発熱体７０は、約０．０００５〜０．００５インチの厚さを有する。

発熱体７０は、支持層７５に接合される。支持層７５は、工程中に発熱体７０を支持するポリマ層であることが好ましい。支持層７５は、エンジンの運転条件下での使用に耐えられる十分な強度を有する。しかし、支持層７５は、エアフォイル５５から離脱した場合に、吸い込みによるエンジンの損傷を最小化あるいは排除するためにタービンブレードによって切削可能なものでなければならない。支持層７５は、ケミカルミリング作業中に発熱体７０を支持するポリマから形成されることが好ましい。支持層７５は、通常のオートクレーブつまり圧縮成形により成形されたポリマフィルム、即ちカレンダ加工されたシートであってよい。支持層７５は、粉体塗装などの通常の方法で塗布されたポリマ層であってもよい。支持層７５は、溶射、静電塗装、ロール塗布などの通常の方法によって塗布された溶液の蒸着により形成されたポリマフィルムであってもよい。好ましくは、全ての形態は、ケミカルミリング作業中に発熱体７０を支持し、かつ隣接する材料と十分な接着を実現できる厚さ、一般的には、０．００１インチ（約０．０２５ｍｍ）〜０．０１０インチで塗布される。製造業者の指示によって塗布されたプライマを十分な接着を達成するために用いてもよい。

接着剤８０は、発熱体５０をエンジン構成要素５５へ固定する。切削可能な接着剤８０は、ジェット空気流の運転条件下での使用に耐える十分な強度を備えるとともに、支持層７５をエアフォイル５５へ接着するポリマ接着剤であることが好ましい。したがって、耐久性があり、かつタービンブレードによって切削可能なポリマが、潜在的な吸い込み中にエンジンの損傷を最小化するか、または排除するために使用される。切削可能な接着剤８０は、通常のオートクレーブつまり圧縮成形で成形されるカレンダ加工されたシートであってもよい。切削可能な接着剤８０は、溶射、静電塗装、ロール塗布などの通常の方法によって塗布された溶液の蒸着により形成されたポリマフィルムであってもよい。切削可能な接着剤８０は、粉体塗装などの通常の手段で塗布されたポリマ粉体でもよい。好ましくは、全ての形態は、一般的には、０．０００５〜０．０１０インチの厚さで塗布される。製造業者の指示によって塗布されたプライマを十分な接着を達成するために用いてもよい。ヒータアッセンブリ５０の全体の厚さは、約０．００７インチ（約０．１７８ｍｍ）〜約０．０３５インチ（約０．８８９ｍｍ）である。ここで、厚さの上限値は、利用できる空間の大きさで決定される。

第１の実施例の発熱体５０は、ガスタービンエアフォイル５５または他の構成要素が、繊維強化ポリマ、繊維強化金属またはセラミックマトリックス複合材料、即ち加工された金属構造の用途向けである。発熱体５０をエアフォイル５５に貼り付けるには、フルオロカーボン溶液などの支持層７５が、０．００１インチの厚さの純チタン薄膜の発熱体７０に溶射される。次に、支持層７５は、発熱体５０のケミカルミリングに必要な支持力を設けるように硬化される。支持層７５の厚さは、約０．００１〜０．０１０インチである。

ケミカルミリング後、表面に露出している発熱体５０には、約０．００１インチの厚さの腐食指標層６５が溶射され、次に腐食保護層６０が溶射される。最も外側の腐食保護層６０は、約０．００９インチ（約０．２２９ｍｍ）の厚さである。層６０，６５は、熱硬化される。次に、好ましくは、切削可能な接着剤８０が、支持層７５に約０．００４インチ（約０．１０２ｍｍ）の厚さで溶射される。硬化されていない接着剤８０が、エアフォイル５５上に置かれ、外部からの加圧、加熱および真空排気を用いて熱硬化される。代替的なフレキシブル表面実装ヒータアッセンブリ５０の塗布方法が用いられてもよい。

第１の実施例におけるヒータアッセンブリ５０の全体の厚さは、約０．００７〜０．０３５インチである。厚さの上限値は、使用できる空間の大きさによって決定される。ガスタービン構成要素用の従来のヒータアッセンブリの全体の厚さは、０．０３０〜０．０６０インチの範囲である。厚さが小さいことの利点は、ガスタービンエンジン内の限られた領域において非常に重要である。厚さが小さいことによって、タービンの構造支持体をより大きくできるとともに、空力性能も向上する。さらに、空気流の流路における腐食保護層６０および腐食指標層６５の組み合わせは、ガスタービン構成要素の運用寿命を延長させる。腐食指標層６５は、損傷による腐食を容易に検出できるようにするとともに、保守作業者の安全性も向上させる。ポリマ支持層７５に使用される材料は、潜在的な吸い込み中のタービンの損傷を軽減する。

図３によれば、参照番号１００で表されるヒータアッセンブリの第２の実施例が示されている。ヒータアッセンブリ１００は、第１の実施例と同様に、腐食保護層１０５、腐食指標層１１０、発熱体１１５および切削可能な支持層１２０の要素を含んでいる。ヒータアッセンブリ１００は、さらに遷移層１２５を含んでいる。遷移層１２５は、ヒータアッセンブリ１００が、エアフォイル１３０などのポリママトリックス複合材料のガスタービン構成要素の成形時に一体成形される場合や、通常の熱硬化性接着剤を用いて副次的に取り付けられる場合に必要である。

遷移層１２５は、好ましくは、切削可能な支持層１２０に隣接する第１の側に切削可能な接着剤でコーティングされる、ガラス繊維布層のような布地層である。切削可能な接着剤の量は、ヒータアッセンブリに遷移層を接着接合するのに十分な量である。さらに、遷移層はヒータを接着する工程中に遷移層が接着剤または複合マトリックス樹脂（ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ ｍａｔｒｉｘ ｒｅｓｉｎ）で部分的に含浸されることが可能な十分な繊維の容積がある。次に、ガスタービン構成要素に最も近い遷移層１２５の第２の側は、ポリウレタン、エポキシ、ビスマレイミド、フタロニトリル、またはポリイミドなどの熱硬化性ポリマを用いて副次的に取り付けられるか、またはグラファイト繊維やセラミック繊維で強化されたエポキシ、フタロニトリル、ポリイミドまたはビスマレイミドなどの熱硬化性複合構造体と一体成形される。遷移層１２５は、グラファイトまたはセラミック繊維で強化されたビスマレイミドにより構成される。遷移層１２５の厚さは、約０．００４インチであり、ガスタービンエンジン構成要素の構造要求に寄与する。更に、遷移層は、支持層に統合することができる。

第２の実施例において、支持層１２０は、発熱体１１５に溶射することで塗布され、次いで、その後工程のケミカルミリングに備えて支持層１２０を硬化させる。支持層１２０は、発熱体１１５に約０．００５インチの層として溶射されることが好ましい。発熱体１１５は、純チタンであり、厚さは約０．００１インチであることが好ましい。

ケミカルミリング後に、露出している発熱体１１５には、約０．００１インチの厚さの腐食指標層１１０が溶射され、次に、腐食保護層１０５が溶射される。最も外側の腐食保護層１０５は、厚さが約０．００５〜約０．０２０インチである。ここで、厚さの範囲の上限値は、使用できる空間の大きさによって決定される。層１０５，１１０は、熱硬化される。

遷移層１２５は、溶射、粉体塗布、またはロール塗布によって、約０．０００１インチ（約０．００３ｍｍ）〜約０．００５インチの厚さの切削可能な接着剤を用いて塗布される。遷移層１２５は、ヒータアッセンブリ１００の支持面に接着される。樹脂のトランスファ成形などの乾式の組立工程では、アッセンブリは，複合材料製コンポーネント布地（ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ ｃｏｍｐｏｎｅｎｔ ｆａｂｒｉｃ）で積層され、適切な工具と工程により製造される。代替的に、一体成形工程が、オートクレーブ、すなわち圧縮成形などの予備的な含浸工程を含んでもよい。

第２の実施例によるヒータアッセンブリ１００の利点は、従来の方法と比較して同等である。さらに、第２の実施例による一体成形されたヒータアッセンブリ１００は、機械研磨、溶媒洗浄、下塗りなどの副次的な接合に関連する作業を省略できるので、従来の方法によるヒータアッセンブリに比べてコストを削減できる。また、０．００４インチの厚さを有する遷移層は、複合構造に寄与して、耐荷重要素を提供する。さらに、フルオロカーボンの腐食指標層および腐食保護層は、シリコーンを使用する際に一般的に生成される接合時の異物（ｃｏｎｔａｍｉｎａｔｉｏｎ）を排除できる。

本発明は、１つまたは複数の実施例を参照して説明されたが、本発明の範囲から逸脱することなしに様々な変更がなされ、本発明の要素を等価なもので置き換え得ることは、当業者には理解されるであろう。また、本発明の範囲から逸脱することなしに、特定の状況あるいは特定の材料に適応するために本発明の教示に様々な修正を加えることも可能である。したがって、本開示は、本発明を実施するための最善の態様として開示した特定の実施例に限定されるものではなく、特許請求の範囲内にある全ての実施例を含む。

従来の表面実装ヒータを有するガスタービンエンジンのエアフォイルを示す図である。 本発明の第１の実施例による表面実装ヒータを有するガスタービンエンジンのエアフォイルを示す図である。 本発明の第２の実施例による表面実装ヒータを有するガスタービンエンジンのエアフォイルを示す図である。

Claims (22)

1. 航空機の構成要素用の表面実装ヒータアッセンブリであって、
   支持層と、
   前記支持層に支持される電気抵抗薄膜発熱体と、
   前記薄膜発熱体を覆うコーティングと、
   前記支持層を前記航空機構成要素に固定する接着剤と、
   を備え、
   前記コーティングは２つの層を含み、該２つの層は、前記薄膜発熱体の潜在的な露出を識別するために視覚的に異なることを特徴とする表面実装ヒータアッセンブリ。
2. 前記支持層が、約０．００１インチ（約０．０２５ｍｍ）〜約０．０１０インチ（約０．２５４ｍｍ）の厚さを有することを特徴とする請求項１に記載の表面実装ヒータアッセンブリ。
3. 前記薄膜発熱体が、約０．０００５インチ（約０．０１３ｍｍ）〜約０．００５インチ（約０．１２７ｍｍ）の厚さを有することを特徴とする請求項１に記載の表面実装ヒータアッセンブリ。
4. 前記２つの層の一方が腐食保護層であり、該２つの層の他方が腐食指標層であり、該腐食保護層が、ガスタービンの流路に露出されることを特徴とする請求項１に記載の表面実装ヒータアッセンブリ。
5. 前記腐食保護層が、約０．００５インチ（約０．１２７ｍｍ）〜約０．００９インチ（約０．２２９ｍｍ）の厚さを有することを特徴とする請求項１に記載の表面実装ヒータアッセンブリ。
6. 前記腐食指標層が、約０．０００５インチ（約０．０１３ｍｍ）〜約０．００１インチ（約０．０２５ｍｍ）の厚さを有することを特徴とする請求項１に記載の表面実装ヒータアッセンブリ。
7. 前記支持層が、ガスタービンエンジンのタービンブレードによって切削できる切削可能な支持層であることを特徴とする請求項２に記載の表面実装ヒータアッセンブリ。
8. 前記航空機構成要素が、ガスタービンエンジンのエアフォイルであることを特徴とする請求項１に記載の表面実装ヒータアッセンブリ。
9. 前記薄膜発熱体が、チタン、チタン合金、銅、銅合金、ニッケルおよびニッケル合金を含む群から選択される材料によって形成されることを特徴とする請求項１に記載の表面実装ヒータアッセンブリ。
10. 前記腐食保護層、前記腐食指標層、前記切削可能な支持層および前記接着剤が、ポリマを含み、該ポリマが、溶射、静電塗装、ロール塗布および粉体塗布からなる群から選択される方法によって塗布されることを特徴とする請求項４に記載の表面実装ヒータアッセンブリ。
11. 前記腐食保護層、前記腐食指標層、前記切削可能な支持層、前記薄膜発熱体および前記接着剤の全体の厚さが、約０．００７インチ（約０．１７８ｍｍ）〜約０．０３５インチ（約０．８８９ｍｍ）であることを特徴とする請求項４に記載の表面実装ヒータアッセンブリ。
12. 航空機の構成要素用の表面実装ヒータアッセンブリであって、
    多層構造アッセンブリは、
    支持層と、
    前記支持層に支持される発熱体と、
    前記発熱体を覆う保護コーティングと、
    を備え、
    前記多層構造アッセンブリが、前記支持層を前記航空機構成要素に接合する遷移層をさらに備えることを特徴とする表面実装ヒータアッセンブリ。
13. 前記支持層が、約０．００１インチ（約０．０２５ｍｍ）〜約０．０１０インチ（約０．２５４ｍｍ）の厚さを有することを特徴とする請求項１２に記載の表面実装ヒータアッセンブリ。
14. 前記発熱体が、約０．０００５インチ（約０．０１３ｍｍ）〜約０．００５インチ（約０．１２７ｍｍ）の厚さを有することを特徴とする請求項１２に記載の表面実装ヒータアッセンブリ。
15. 前記保護コーティングが２層のコーティングからなり、一方のコーティング層が腐食保護層であり、他方のコーティング層が腐食指標層であって、前記腐食保護層がガスタービンエンジンのガス流路に露出されることを特徴とする請求項１２に記載のヒータアッセンブリ。
16. 前記腐食保護層が、約０．００５インチ（約０．１２７ｍｍ）〜約０．００９インチ（約０．２２９ｍｍ）の厚さを有することを特徴とする請求項１５に記載の表面実装ヒータアッセンブリ。
17. 前記腐食指標層が、約０．０００５インチ（約０．０１３ｍｍ）〜約０．００１インチ（約０．０２５ｍｍ）の厚さを有することを特徴とする請求項１５に記載の表面実装ヒータアッセンブリ。
18. 前記支持層が、ガスタービンエンジンのブレードによって切削できる切削可能な支持層であることを特徴とする請求項１２に記載の表面実装ヒータアッセンブリ。
19. 前記航空機構成要素が、ガスタービンエンジンのエアフォイルであることを特徴とする請求項１２に記載の表面実装ヒータアッセンブリ。
20. 前記発熱体が、チタン、チタン合金、銅、銅合金、ニッケルおよびニッケル合金を含む群から選択される材料によって形成される電気抵抗薄膜発熱体であることを特徴とする請求項１２に記載の表面実装ヒータアッセンブリ。
21. 前記腐食保護層、前記腐食指標層、前記切削可能な支持層および前記接着剤が、ポリマを含み、該ポリマが、溶射、静電塗装、ロール塗布および粉体塗布からなる群から選択される方法によって塗布されることを特徴とする請求項１５に記載の表面実装ヒータアッセンブリ。
22. 前記腐食保護層、前記腐食指標層、前記切削可能な支持層、前記発熱体および前記接着剤の全体の厚さが、約０．００７インチ（約０．１７８ｍｍ）〜約０．０３５インチ（約０．８８９ｍｍ）であることを特徴とする請求項１５に記載のヒータアッセンブリ。

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