JP2010502518A - 温度の監視に関する改良 - Google Patents

Abstract

【解決手段】 電熱型除氷システム向けの温度監視構成が、航空機の翼のスラット２に設けられる。温度監視構成は、複合材料のヒータ・マット１２_１、１２_２、１２_３、１２_４を取り込んでおり、ディスクリート型温度検知素子を用いることにまつわる問題のいくつかを回避するか少なくとも十分に緩和するために、１つ以上の光ファイバ温度センサが各マットの過熱状態を検知するためにヒータ・マットに埋め込まれている。制御システムが用いられて、マットの温度を監視し、また過熱状態であるとの判断に応答して供給電力を調整するか電力をオフすることが有利である。
【選択図】 図１

Description

本発明は、航空機向けの電熱型除氷システムにおける過熱状態を検出するための温度監視に関する改良に関する。

大規模商用輸送機は、伝統的に、熱風型の除氷（ice protection）システムを用いてきた。熱風は、エンジンからブリードを介して供給される。一般に、熱風システムは、温度監視装置を用いない。以前は、電熱型加熱システムが広く用いられてエンジンの吸気口およびヘリコプターのロータのような領域に対して除氷を行ってきた。翼の構造に組み入れられた、電気による動力を供給されるヒータ・マットを用いてボーイング７８７型旅客機において電熱型の除氷を行なうことが提案されてきた。そのようなヒータ・マットの温度を監視することが必要である。

翼の構造は、伝統的に金属製の構造であったが、複合材料を用いる傾向が高まっている。電熱型ヒータ・マットは、金属製の構造に接着されるか、複合材料に直接、組入れられる。複合材構造は、典型的には、様々な材料および特性の別個の複数の層からなっている。電熱型除氷システムを取り込んでいる複合材構造の温度を監視して、構造の破損、特に複合材構造内の構造の破損につながる過熱が起こらないようにすることが不可欠である。現在のシステムでは、このことは、ディスクリート型のセンサ（例えば熱伝対等）を製造する際またはこれらを構造の表面に接着する際に、構造内にセンサを埋め込むことによって行なわれる。

ディスクリート型のセンサを複合材構造に組み入れることによって、製造工程の最中に多くの問題が生じ得る。レイアップ工程または硬化工程の間、終始、センサを正しい位置に保つことが問題となる。センサの物理的な大きさによって構造の完全さが脅かされ、センサが頑丈でないために硬化工程後に非常に多くのセンサが多くの場合動作不能になる。センサへの電気的接続は、電磁的な和合性や干渉といったさらなる課題によって問題となり得る。また、検査および開発の間（完全体（full scale）の場合または風洞の場合）、これらの問題と折り合いをつけるデザインの有効性を確認するためにさらに多くの温度検知点が必要である。各ディスクリート型センサを組入れることに関連する問題によって、既知のシステムは、最も重要な位置と考えられる位置１ヵ所のみにおいて構造の温度を監視する。しかしながら、その他の位置（ここでも、温度に関する問題が生じるかもしれない）も重要である可能性がある。

本発明の目的は、上記の欠点の幾つかを克服するか、少なくとも緩和することである。

本発明によって、第１の視点において、航空機の電熱型除氷装置のための温度監視方法であって、前記装置は各々がマットとして形成され且つ航空機の部品内に組み入れられた複数のヒータ素子を含んでおり、前記方法は、前記部品内に組み入れられた少なくとも１本の光ファイバ温度センサを設け、前記マットの各々の温度を検知し、複数の前記マットの１つが過熱している際に過熱状態であると判断する、ことを具備する方法が提供される。

本発明によって、第２の視点において、各々がマットとして形成され、航空機の部品内に組み入れられた複数のヒータ素子を具備し、前記部品内に組み入れられ、前記マットの各々の温度を検知するために複数の前記マット内または複数の前記マットに隣接して配置された、複数の前記マットの１つが過熱状態であることを判断するための少なくとも１本の光ファイバ温度センサを含む、航空機向けの電熱型除氷装置が提供される。

有利なことに、本除氷装置は、航空機のあらゆる適切な部分に取り付けることができるが、好ましい位置は、航空機の翼、特に前縁（これは凍結という問題を受けやすい）である。本発明が前縁に沿って位置するスラットへの適用形態を有することが理解されるであろう。

光ファイバを用い、光ファイバの電磁的な干渉の影響や光の照射に対する耐性を用いることによって、標準的なディスクリート型の温度センサ用の伝統的な金属接続に対して著しい利点が提供される。また、１つの接続を用いた１つの光ファイバを用いて複数の位置で多くの温度測定を行なうことができる。このことによって、各々が個々のケーブルおよび接続を必要とする複数の熱電対を備えた同等の電子的測定方法と比べて、重量、複雑さ、部品数を大幅に減じることができる。

複数のヒータ・マットが隣接して配置される場合、連続した１本の光ファイバ線は、各マットを通り且つその間に敷設することができる。状況によっては、適切なコネクタ装置を用いて、複数本の短いファイバを接続して１本の長い連続したファイバとすることが望ましい場合がある。そして、連続したファイバ・センサを用いて、ファイバの長さ方向に沿って複数のヒータ・マット内の任意の位置の温度を測定して、これらのヒータ・マット全体の温度分布情報を提供することができる。この温度情報を用いて、航空機の部品または構造における過熱の問題を監視する。このように検知能力が広く亘っていることによって、（ディスクリート型センサ技術を用いる場合よりも加熱システムの広範囲を監視することによって）安全性を改善するだけでなく、ヒータ・マットの電力分布を最適化することを支援でき得る。

典型的には、既知のディスクリート型センサの技術を用いると、構造の温度は、１つのヒータ・マット（このヒータ・マットは、最も重要であると評価されたものである）の位置でのみ監視される。これは、多くのセンサ装置を組み入れることが費用を要すること、および複雑であるためである。本発明の実施形態に従って光センサという取り組み手法を用いることによって、全てのマットの温度を監視することが可能である。どのマットにおける過熱状態も検出でき、適切な行動を取れる。例えば、過熱状態のマットへの電力のみを減ずることができる。これに対して、１つのディスクリート型センサの場合、典型的には、全てのヒータ・マットの組全体への電力を減じなければならない。全ヒータ・マットが同じ問題を蒙っていると思われるからである。

本発明の好ましい実施形態に従った光ファイバ・センサの構成によって、ヒータ・マット温度情報が除氷システム（ＩＰＳ）制御ユニットへとシステム内の配線網またはセンサ・システムのデータバスを介して供給される。ＩＰＳ制御ユニットは、各ヒータ・マットへの電力の供給を制御できるようになっている。ヒータからの温度情報によって、ＩＰＳ制御ユニットが過熱の問題を監視するとともに各ヒータ・マットへの電力の供給を管理することによって対処することができる。本発明の実施形態に従った除氷装置／システムの全ヒータ・マット温度を効率的に監視するという能力によって、１つのセンサ・システムと比べて除氷装置／システムを設置されているプラットフォームの安全性を高めると思われ、また特定されたあらゆる問題に対して、考量された対応を取ることができる。ＩＰＳ制御ユニットは、また、本発明の、より広範囲に亘るヒータ・マット温度監視によって、各マットに供給される電力を調整して所与の保護レベルを達成する最小の電力消費という形で最適な性能を得ることができるという潜在能力を有する。

本発明の実施形態に従って、多くの位置で構造を監視するという、安全性についてのさらなる利点が、温度情報を用いてヒータへの電力供給を最適化する可能性とともに、実現され得る。便利なことに、本発明は、デザインの妥当性を確認するためにより多くの温度検知点が必要な検査および開発において（完全体（full scale）の場合または風洞の場合）、容易に採用できる。

光ファイバ・センサの正確な形状は、様々な形を取り得ることが理解されるべきである。本発明の好ましい実施形態では、光ファイバの長さ方向に沿って間隔を空けてブラッグ回折格子が形成され、その結果、各回折格子からの特定の波長の反射光（reflection）によってこの回折格子における温度の指標（indication）が提供される。または、センサの長さの全体に亘って連続して検知が行なわれて、光ファイバの内側からの散乱光を監視してもよい。

随意的に、光ファイバに基づいたセンサが、複合材料から形成されたヒータ・マットに組み込まれる。光ファイバ・センサは、硬化工程の前に電熱型ヒータ・マットを取り込んだ複合材構造の層のいずれか１つからなる予成形（pre-form）複合材料内、または金属を基盤とする構造に接着された上記の複合材のヒータ・マット内に埋め込まれる。光ファイバ・センサを複合材料のレイアップへと組み入れることができることによって、ディスクリート型センサを用いる場合に比べて、製造工程が大幅に簡略化される。位置がずれないことが保証されるとともに構造の完全性の低下が最小になるからである。さらに、オートクレーブで硬化される炭素複合材について典型的な８０ｐｓｉおよび２００℃の圧力および温度を伴う機械的、化学的、熱的環境に耐え得る光ファイバを用いれば、硬化工程の始終に亘って光ファイバが強固であるので、製造工程の最中にセンサが動作不能に陥る問題が最小になる。

複合材構造にファイバを埋め込むことに対する標準化された取り組み手法は存在せず、各業者が特定の用途について製造試験に基づいた独自の手法を開発している。概して、光ファイバは、非専門の組立加工業者が容易に扱えるように、様々な方法で被覆されている。被覆化は、典型的には、光ファイバの長さ方向に沿った保護用スリーブからなっている。このスリーブは、スリーブが埋め込まれる予定の材料と相性が良くなければならず、この複合材と同じ構造繊維（例えば、ガラス／炭素繊維の紐状スリーブ）から形成されることが理想的である。業者によっては、乾いたまたは樹脂を予め含浸された繊維の「トウ」に容易に組み込める光ファイバを提供するであろう。次いで、被覆されたファイバは、複合材が積層される際に複合材内に配置される。

光ファイバ（ＦＯ）センサへの接続は、必要に応じて、埋め込みＦＯコネクタ技術を用いて都合のよい位置で行なうことができる（２００５年９月、スタンフォードでのInternational workshop on structural health monitoringのI. Read’s paper on 「Development and testing of connectors for optical fibres embedded into high strength composite materials」を参照されたい）。光ファイバはコネクタとともに被覆され、その結果、この組立体の全体を積層の間に複合材に一体として配置することができる。その結果、全体が埋め込まれた光ファイバと一部埋め込まれたコネクタとを有する複合品となる。埋め込まれたファイバへの接続を取り扱うための別の技術は、埋め込まれたファイバが複合材料の表面または適切な縁から突出するトレーリング・リード（trailing lead）を用いることである。

本発明の上記の特徴およびさらなる特徴は、添付の請求項に示されており、また添付の図面において例示されている好ましい実施形態を参照して以下に説明されている。

図１は、本発明の実施形態を取り入れた航空機の翼のスラットの前縁の断面を示している。 図１のスラットの広がり方向に沿って配置されたヒータ・マットの列の概略的な平面図である。 図１の実施形態の透視図であって、光ファイバ温度センサの典型的な位置および典型的なヒータ・マット温度を示している。 図１の実施形態を取り入れた制御システムのブロック図である。

まず図１を参照すると、航空機の翼の前縁スラット２が、曲面状の表面によって定義されている。スラット２は、この例では、外側金属腐食シールド４、内側層６、絶縁性構造複合材料１０、ヒータ・マット層８として形成されている。各ヒータ・マットは、スラットの長さ方向または広がり方向に直交する方向において、翼弦に関してある定められた量の広さを有している。前縁に隣接するヒータ・マット１２_１、１２_２は、仕切り板として知られているものを定義する。この場所では除氷制御が重要であって、前縁と離れているヒータ・マット１２_３、１２_４等よりも幅が小さい。各ヒータ・マットの幅は、特に除氷についての考慮事項の翼弦に沿った違いによって決定され、これは当業者が容易に決定することができる。

図２において概略的に示されているように、ヒータ・マット１２_１、１２_２、１２_３等は、スラットの広がり方向または長さ方向に沿って広がっており、各ヒータ・マットは、当業者が理解するように、所定の長さを有する。この長さは、スラットにヒータ・マットを形成する際の実用上の観点から検討することによって決定することができる。ヒータ・マットは、電熱型除氷装置／システムの一部を形成し、各ヒータ・マットは、制御システムによって決定される、大きさを制御された電力密度を各ヒータ・マットに提供するための電力線に接続されている（図４を参照されたい）。各ヒータ・マットは、（上記のように）ヒータ素子が埋め込まれている複合材のパッドからなっており、このパッドは、スラットの構造的複合材の層の一部を形成し、変形例では、腐食シールド４等の金属層に接着されている。

図２に示されているように、温度測定光ファイバ１４の列が、翼の長さ方向に沿って設けられている。各光ファイバ（ＦＯ）センサは、横断（翼弦に沿った（chord-wise））方向に延びており、翼の広がり方向において同じ位置を有するマットの組の各々に対して１つのセンサが割り当てられている。１本または複数本の光ファイバ内のセンサまたは一連のセンサは、典型的には、樹脂の注入および硬化に先立つプレプレグ・レイアップの積層の複合材に組み入れられる。光ファイバ温度センサが構造の製造後に表面に接着された要素として取り付けられる代替的な構成も可能である。光ファイバの端は、温度検知または構造の完全性にとって重要ではない離れた位置において適切なコネクタ部に接続されている。

光ファイバ１４によって検知されるヒータ・マットの温度は、生じ得る、過熱という問題を監視および制御するために制御システムに供給される。上記のように、各光ファイバは、光ファイバの長さ方向に沿って連続して温度を検知するか、ブラッグ回折格子によって光ファイバの長さ方向に沿った特定の位置で温度を検知する。一般には、１６に示される各マットについて中央の１ヵ所での検知で十分であろう。しかしながら、初期検査の目的で、多くの位置で温度を採取することが望まれるかもしれない。このような検査を可能にするために、さらなる光ファイバまたはさらなるブラッグ回折格子が組み入れられてもよい。

図３は、光ファイバ（ＦＯ）センサの典型的な位置、および別々の複数のヒータ領域の各々を横切ってスラットの翼弦の周囲で温度を測定することが可能な典型的な位置を例示している。スラットの翼弦の周囲のヒータ・マットの典型的な位置は、典型的な温度分布を例示するように、色づけされている。複数のヒータ・マット領域の中の温度を検知するための、埋め込まれた光ファイバの位置が例示されている。

図４を参照すると、図１の実施形態を取り入れた電熱型除氷装置／システムのブロック図が示されている。１本の光ファイバ１４が、ヒータ・マット１２_１乃至１２_ｎのそれぞれの中心点に位置するブラッグ回折格子１６_１乃至１６_ｎを有していることが示されている。光ファイバ１４は、コネクタ１８を介してＩＰＳ制御ユニット２０に接続されている。ＩＰＳ制御ユニット２０において、光ファイバに沿って進行した光パルス信号が復調され、この結果、各ブラッグ回折格子において散乱した光の周波数が割り出される。各ブラッグ回折格子についての散乱した光の周波数の正確な値によって、それぞれのヒータ・マットの温度の正確な測定値が提供される。２２において概略的に示されているように、各ブラッグ回折格子パルスの周波数の値を表す電圧信号は、２２_１乃至２２_ｎにおいて割り出され、バス２４上でプロセッサ２６に供給される。プロセッサ２６は、各周波数信号がそれぞれの閾値より高いかを判断する。このことは、それぞれのヒータ・マットが過熱状態であることを示し、適当な出力制御信号がバス２８上で制御線３０_１乃至３０_ｎに供給される。各制御線は、各ヒータ・マット１６_１乃至１６_ｎのためのそれぞれの電源線３４_１乃至３４_ｎ内のそれぞれのスイッチ／利得ユニット３２_１乃至３２_ｎを制御する。

上述のように、過熱状態を検出することによって、ＩＰＳ制御ユニットが適当なヒータ・マットへの電力をオフするとともに必要に応じて隣のヒータ・マットへの電力をオフするか、供給電力を減じることが可能になる。本システムは完全な柔軟性を有し、過熱状態と判断したことに対して何らかの適切な対処が行われ得る。一般的な構成では、図１および図３に示されているように、ヒータ・マット１２_１、１２_２は、このマットに氷が形成されないようにする適切な大きさの電力を供給される。ヒータ・マット１２_１、１２_２は、仕切り板として知られているものを構成する。そして、ヒータ・マット１２_３等の上に生じた氷は空気力によって剥がされ、また（または）氷がスラット表面に付着しないように適切な大きさの電力がヒータ・マットに供給される。

光ファイバ（ＦＯ）検知によって、全てのヒータ・マットでの温度を監視することが可能になる。１つのヒータ・マットで過熱が起こったことを検出した場合、このマットへの電力を減じることが可能である。この問題の生じたヒータ・マットの位置に応じて、除氷の強度が何らかの影響を受けることを打ち消すためにその他のヒータ・マットへの電力を調整することができる。例えば、上流のヒータ・マットを蒸発モードにし、または除氷サイクルを調整して、前方のヒータ・マット上のみに氷が形成されて次いでそこから剥がれるようにすることができる。この動作モードは、消費電力の点では準最適ではあるが、除氷の強度は維持するであろう。

図４に示されている制御システムは、例示的なものであり、違う形で実施されてもよい。例えば、本発明の別の実施形態に従った代替的な実施は、光ファイバ（ＦＯ）信号が航空機の翼上で復号され、遠隔インターフェース・ユニット（ＲＩＵ）を用いて電子翼センサ・データ・バスによってデータがＩＰＳ制御ユニットに渡されることである。

実施形態のいずれか１つとの関連で記載されている特徴は、いずれも、単独で用いられてもよいし、記載されている別の特徴との組合せで用いられてもよく、また、この１つとは別の実施形態のあらゆる特徴との組合せで用いられてもよいし、実施形態の別の１つとのあらゆる組合せの形で用いられてもよいことが理解されるべきである。また、上記していない等価物または変形体が、添付の請求の範囲において定義されている本発明の範囲から逸脱することなく用いられてもよい。

Claims (21)

1. 航空機の電熱型除氷装置のための温度監視方法であって、前記装置は各々がマットとして形成され且つ航空機の部品内に組み入れられた複数のヒータ素子を含んでおり、前記方法は、
   前記部品内に組み入れられた少なくとも１本の光ファイバ温度センサを設け、
   前記マットの各々の温度を検知し、
   複数の前記マットの１つが過熱している際に過熱状態であると判断する、
   ことを具備する方法。
2. 過熱状態であることを判断した際に、複数の前記ヒータ素子に供給される電力を選択的に調整することと前記電力をオンオフすることの一方または両方を含む、請求項１の方法。
3. 前記１本の光ファイバ温度センサが、その長さ方向に沿って連続する領域において、またはその長さ方向における所定の位置において温度を検知する、請求項１または２の方法。
4. 前記航空機の部品が、航空機の翼のための前縁のスラットを具備する、請求項１乃至３のいずれか１項の方法。
5. 各々がマットとして形成され、航空機の部品内に組み入れられた複数のヒータ素子を具備し、
   前記部品内に組み入れられ、前記マットの各々の温度を検知するために複数の前記マット内または複数の前記マットに隣接して配置された、複数の前記マットの１つが過熱状態であることを判断するための少なくとも１本の光ファイバ温度センサを含む、
   航空機向けの電熱型除氷装置。
6. 過熱信号を提供するために、前記マットの各々の温度を閾値との関連で判定するための手段を含む、請求項５の装置。
7. １つのマットが過熱状態であるとの判断に依存して、各マットに供給される電力を選択的に調整することと前記電力をオンオフすることの一方または両方を含む、請求項５または６の装置。
8. 前記部品が、航空機の翼のための前縁のスラットを具備する、請求項５または６または７の装置。
9. 前記スラットが、外側金属シールドと複合材料の内側層とを含むサンドイッチ構造から形成される前縁部分を含む、請求項８の装置。
10. 前記マットが、複合材料のマットを具備する、請求項５乃至９のいずれか１項の装置。
11. 前記部品が複合材料から形成され、複数の前記マットが前記複合材料内に組み入れられている、請求項１０の装置。
12. 前記部品が金属層を含み、複数の前記マットが前記金属層に接着されている、請求項１０の装置。
13. 複数の前記マットが、前記スラットの前記前縁を横切って連続して配置され、前記前縁に隣接するマットが相対的に小さな寸法を有し、前記前縁から離れているマットがより大きい寸法を有する、請求項８乃至１２のいずれか１項の装置。
14. ヒータ・マットの連なりが、前記スラットの前記前縁に沿って設けられている、請求項８乃至１３のいずれか１項の装置。
15. 前記少なくとも１本の光ファイバ温度センサが前記スラットを横切って翼弦方向に沿って横に延びている、請求項
16. 前記スラットに対して横方向に延びるセンサの連なりが設けられる、請求項１４乃至１５の装置。
17. 前記少なくとも１本の光ファイバ温度センサが、前記マットの予成形複合材料内に埋め込まれている、請求項１０乃至１６のいずれか１項の装置。
18. 前記少なくとも１本の光ファイバ温度センサが、その長さ方向に沿って連続的に温度を検知するように配置されている、請求項５乃至１７のいずれか１項の装置。
19. 前記少なくとも１本の光ファイバ温度センサが、その長さ方向に沿ってブラッグ回折格子の連なりを、前記回折格子の位置での温度を検出するために取り入れている、請求項５乃至１７のいずれか１項の装置。
20. 実質的に、添付の図面を参照して本明細書に記載されているような温度監視方法。
21. 実質的に、添付の図面を参照して本明細書に記載されているような電熱型除氷装置／システム。

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