JP2012513934A - 氷の蓄積を防ぐ防氷システムおよび方法 - Google Patents

Abstract

防氷システム（２００）が、複合層（２１４）を含む複合構造を有する構成部品表面（２０２）を含み、複合層（２１４）の内部に形成されている少なくとも１つの発熱体（２２０）を補助し、発熱体（２２０）は、構成部品表面（２０２）へ熱伝達するように構成されている。防氷システム（２００）は、構成部品表面（２０２）に隣接して配置されている絶縁要素をさらに含み、絶縁要素は、熱伝達中の熱損失を実質的に防止するのを助けるように構成されることができる。
【選択図】図４

Description

本開示の分野は、全般的に、航空機の防氷システムに関し、さらに具体的には、前縁表面上の凍結の蓄積を電気的に防止するシステムに関する。

ガスタービンエンジンは、通常、吸気口と、ファンと、低圧圧縮機および高圧圧縮機と、燃焼器と、少なくとも１つのタービンとを含む。圧縮機は空気を圧縮し、その空気は燃焼器に経路を通して送られ、そこで燃料と混合される。その混合物は、次いで、高温燃焼ガスを生成するために点火される。燃焼ガスは、タービン（単数または複数）へ経路を通して送られ、タービンは、圧縮機（単数または複数）に動力を供給するために、かつ有効な仕事を生み出して飛行中に航空機を推進させるかまたは発電機などの電気機器に電力を供給するために、燃焼ガスからエネルギーを抽出する。

飛行中および／または地上にある間、航空機は、翼、安定板（水平尾翼と垂直尾翼のこと）、方向舵、補助翼、エンジン吸気口、プロペラ、ロータ、胴体等を含む航空機構造のエーロフォイルまたは他の表面上に氷の形成を引き起こす大気条件に遭遇することがある。蓄積氷（ａｃｃｕｍｕｌａｔｉｎｇ ｉｃｅ）は、除去されないと、航空機に過大な重量を加え、エーロフォイルの形状を変えて、望ましくないかつ／または危険な飛行状態を生じさせる可能性がある。さらに具体的には、エンジンが長時間にわたって氷結条件内で低出力で作動している場合、エンジン内、および露出したエンジン構造の上で、氷の蓄積が著しいものとなる可能性がある。時間の経過につれて、エンジンの継続的作動、低出力作動から高出力作動へのスロットルバースト、および／または乱流もしくは着氷の非対称性に起因する振動により、蓄積した凍結が、高圧圧縮機によって吸い込まれる可能性がある。氷の剥離として既知のそのような状態により、圧縮機吐出温度が急激に低下する可能性がある。圧縮機吐出温度の急激な低下に応答して、高圧圧縮機の後段では修正コア速度が上昇する。この後段修正コア速度の急激な上昇は、コンプレッサストールマージンに悪影響を及ぼす可能性がある。場合によっては、この後段修正コア速度の急激な上昇は、エンジンの発火を引き起こす可能性もある。

エンジン内、およびエンジンに隣接する露出表面の上での氷の蓄積を防止するのを助けるために、少なくともいくつかの既知のエンジンは、ガスタービンエンジン支柱上の凍結を低減する除氷システムを含む。いくつかの既知の除氷システムは、空気圧ブーツを使用して、氷を機械的に除去する。そのようなシステムでは、航空機の前縁ゾーンまたは翼または支柱構成部品が、空気などの加圧流体で膨張可能な複数の拡張可能カフで覆われている。膨張時、カフが拡張し、蓄積氷を破壊し、その氷は、次いで、空気流中に分散される。民間航空機およびいくつかの軽量双発航空機または小型ジェット航空機に空気圧ブーツが使用されているが、空気圧縮機および真空システムを必要とするそのシステムは、高価であり、軽量航空機に相当な重量を加える。類似の機械システムは、エーロフォイル表面に取付け可能な、エラストマー製または金属製のクラッドブーツ（ｃｌａｄ ｂｏｏｔ）の内部に配置されている複数の並列した電気反発要素（ｅｌｅｃｔｒｏ−ｅｘｐｕｌｓｉｖｅ ｅｌｅｍｅｎｔ）を使用する。電気インパルスが印加されたとき、その力により、１つの要素をその他の要素から分離する衝撃分離（ｉｍｐｕｌｓｅ ｓｅｐａｒａｔｉｏｎ）がもたらされ、この衝撃分離は、薄い着氷を機械的に振り払うのに十分なものである。これら機械システムの各々では、ブーツの動作が翼のエーロフォイル特性に影響を及ぼすため、着陸中または離陸中にブーツを動作させることができない。現在の機械的氷除去システムの重量増加と費用という欠点に加えて、これらシステムの各々は、凍結の程度に目視で注意し、最大限の効果を得るために注意深く始動のタイミングを計ることを要する。さらに、これらシステムはいずれも、防氷システムとしての使用（すなわち、氷の形成を防止すること）に適さない。

航空機表面の除氷および／または防氷のための別の一般的な手法には、氷の蓄積に関連する接着力を低減する、かつ／または表面上に集まる水の氷点を下げる、例えばアルコールなどの化学薬品の適用が含まれる。そのようなシステムは、航空機が地上にある間、または飛行中に使用することができる。１つのそのようなシステムは、取り付けられたチタンカフの複数の孔からアルコールを滴下することにより、プロペラおよびロータブレードを含むエーロフォイル表面の前縁上の凍結を防止する。そのような搭載型の化学薬品システムは、動作させるのにコストがかかり、飛行中には化学薬品の有限の供給に依拠する可能性がある。

いくつかの既知の防氷システムまたは除氷システムは、氷を熱によって除去すること、または氷の形成を防止することを含む。１つの既知のシステムは、抽気または高温空気をタービン段の１つから迂回させて、エーロフォイル前縁を加熱する。他の既知の熱システムは、航空機の前縁に、またはプロペラもしくはロータブレードに接着された加温パッドに含まれるもの、あるいは航空機の構造部材内に組み込まれるものなど、導電性抵抗発熱体を使用する。この種の加温パッドは、一般に、絶縁性の２つの層の間に挟まれている導電層全体にわたって分散された電線または他の金属発熱体と接触する導電性材料を含む。発熱体のための電気エネルギーは、航空機エンジンの１つまたは複数により駆動される発電源から得られる。電気エネルギーは、継続的に供給されて氷の形成を防止するのに十分な熱を供給するか、または断続的に供給されて蓄積氷を緩める。しかし、そのようなシステムは、通常の航空機速度でエーロフォイル表面の温度を氷点より上に上昇させるかつ／または維持するのに十分なワット数が利用可能である場合にのみ、使用可能である。

そのような熱システムのための動作温度を達成するために、電線加温パッド式の防氷システムまたは除氷システムに電力を供給するのに必要な電源は、抵抗加温パッド要素が非効率であるためにかなり大きく、民間航空機用の防氷システムまたは除氷システムとしての適切な代替案ではない可能性がある。

国際公開第２００５／０８７５８９号

一態様が、複合層を含む複合構造を有する構成部品表面と、複合層の内部に形成されている少なくとも１つの発熱体とを含む防氷システムに関し、発熱体は、構成部品表面へ熱を伝達するように構成されている。

別の態様が、少なくとも１つの複合層を有する複合構造を含む空気力学的表面と、複合層の内部に形成されている少なくとも１つの発熱体を有する防氷システムとに関し、発熱体は、空気力学的表面へ熱を伝達するように構成されている。

別の態様が、空気力学的表面上の氷の蓄積を実質的に防止する方法に関する。本方法は、少なくとも１つの複合層を含む複合構造を作製するステップと、複合層の内部に少なくとも１つの発熱体を形成するステップと、発熱体を構成して空気力学的表面へ熱を伝達するステップとを含む。

本発明の前述の態様に関連して示されている特徴に関して、種々の改良が存在する。また、同様に、付加的な特徴が、本発明の前述の態様に組み込まれている場合もある。これらの改良および付加的な特徴は、個々にまたは任意の組合せで存在してもよい。例えば、本発明の図示の実施形態のいずれかに関連して以下で検討されている種々の特徴が、単独でまたは任意の組合せで、本発明の前述の態様のいずれかに組み込まれてもよい。

非限定的かつ非網羅的な実施形態が、別途指定されていない限り、様々な図を通じて類似の参照番号が類似の部分を指す以下の図を参照して記載されている。

例示的ガスタービンエンジンの概略図である。 図１に示されているガスタービンエンジンの吸気口部分の斜視図である。 例示的防氷システムを含む吸気口カウル１０８の内部の図である。 例示的防氷システムを含む、図３に示されている外表皮の部分の分解図である。 図１に示されているエンジンに使用することができる例示的防氷システムの代替的構成の図である。 図１に示されているエンジンに使用することができる例示的防氷システムの代替的構成の斜視図である。

図１は、タービンエンジン１０の部分の横断面図である。本例示的実施形態では、タービンエンジン１０は、長手方向中心線軸３２を中心に回転可能に結合されているファン組立体１６を含む。本例示的実施形態では、ファン組立体１６は、タービンエンジン１０の前端部３３に配置されている。代替的実施形態では、ファン組立体１６は、タービンエンジン１０の後端部３５に配置されている。ファン組立体１６は、ナセル組立体１２の内部に配置されている複数列のファンブレード１９を含む。一実施形態では、ナセル組立体１２は、タービンエンジン１０の種々の動作構成部品（図示せず）を収容している。

本例示的実施形態では、タービンエンジン１０はまた、ファン組立体１６の下流に配置されているコアエンジン１７を含む。コアエンジン１７は、圧縮機１８と、燃焼器２０と、コアロータシャフト２６を介して圧縮機１８に連結されているタービン２２とを含む。

作動中、コアエンジン１７は、シャフト２８を介してファン組立体１６に動力を供給するためにガスからエネルギーを抽出するタービン２４まで下流に経路を通して送られる燃焼ガスを生成する。

図２は、図１に示されているガスタービンエンジン１０の吸気口部分１００の斜視図である。吸気口部分１００の前部１０２が、外側壁１１０と内側壁１１２とを含む略筒状の軸方向に延在している吸気口カウル１０８の内部に包囲されている、吸気ガイドベーン組立体１０４とノーズコーン１０６とを含む。内側壁１１２は、ガイドベーン組立体１０４を通ってエンジン圧縮機２２（図１に示されている）内に入るエンジン流入空気を方向付ける吸気口ダクト１１４を形成している。

氷結条件下での飛行動作および／または着陸動作中、壁１１０および１１２の前縁表面１１６上に氷ができる傾向がある。氷は、カウル１０８とノーズコーン１０６との間の、吸気口ダクト１１４の形状（すなわち領域）を変え、それにより、流入空気の必要量および流路に悪影響を及ぼす。さらに、氷片が剥離して、内部および外部の下流のエンジン構成部品に損傷を生じさせる可能性がある。

図３は、例示的防氷システム２００を含む吸気口カウル１０８の内部の図である。本例示的実施形態では、吸気口カウル１０８は、空気力学的衝撃荷重中に構造補強をもたらしかつ構造修復のための基礎を提供する発泡要素２０４を実質的に包囲している外表皮２０２を含む。さらに具体的には、本例示的実施形態では、発泡要素２０４は、表皮２０２の内面２０６に接着されている。あるいは、発泡要素２０４は、防氷システム２０２が本明細書に記載されているように機能することを可能にする任意の方法により、表皮２０２の内面２０６に接着されてもよい。本例示的実施形態では、発泡要素２０４は、本明細書により詳細に記載されている通り、表皮２０２に絶縁をもたらして、実質的に効率的かつ効果的な熱流が吸気口部分１００の前縁を通過することを可能にする。本例示的実施形態では、表皮２０２は、本明細書により詳細に記載されている通り、積層複合構造である。防氷システム２００は、発熱体の温度を上昇させることができる発熱体（図３に図示せず）に電気的に接続されている電源２０８を含み、電源２０８は、吸気口カウル１０８に隣接して配置されている。あるいは、電源２０８は、防氷システム２００が本明細書に記載されているように機能することを可能にする任意の位置に配置されてもよい。

図４は、例示的防氷システム２００を含む図３に示されている外表皮２０２の部分の分解図である。本例示的実施形態では、外表皮２０２は、編まれた炭素繊維材料２１０と熱可塑性樹脂２１２とを含む層状複合マトリックスである。あるいは、複合マトリックスは、黒鉛織物を含むことも、熱硬化樹脂を含むこともできる。複数の複合層２１４が図４に示されているが、外表皮２０２は、防氷システム２００が本明細書に記載されているように機能することを可能にする単一複合材料層または任意の数の複合材料層を含むことができる。

本例示的実施形態では、防氷システム２００は、炭素繊維材料２１４内に編み込まれた発熱体２２０を含む。本例示的実施形態では、発熱体２２０は、電源２０８（図３に示されている）にそれぞれ電気的に接続されておりかつ編まれたマトリックス２１０の内部に略均一な配置で延在している複数の導線２２２を含む。導線２２２は、編まれたマトリックス織物の内部に略均一に離間されており、本例示的実施形態では、エンジンカウル前縁１１６（図２に示されている）の周囲に円周方向に配置されている。あるいは、導線は、エンジンカウル１０８の内部に軸方向に配置されてもよく、または防氷システム２００が本明細書に記載されているように機能することができる任意の構成で配置されてもよい。

作業中、発熱体／マトリックス層の組合せ２１０および２２０が、使用するために組み立てられたとき、単一複合構造が形成される。さらに具体的には、発熱体２２０は、氷結条件中に外表皮２０２に熱を伝達する。そのような構造は、発熱体を吸気口表面に保持するのに必要な固定要素を無くすことにより、部品点数を減少させ、氷結条件下で氷結する傾向がある吸気口部分表面の内側から伝導熱を供給することにより、吸気口部分の内部での熱伝達に関連する効率レベルを最大にする。あるいは、発熱体２２０は、例えば編まれてかつ／または組にまとめられて、防氷システム２００が本明細書に記載されているように機能することを可能にする任意の離間構成で、編まれたマトリックス２１０の内部に分配されてもよい。あるいは、発熱体２２０は、本明細書にさらに詳細に記載されている通り、糸、リボン、複数の導電性粒子、導電性インク、および／または導電性ナノチューブなどの、任意の導電性構成部品であってもよい。代替的実施形態では、図４に示されている通り、発熱体２３０が、隣接する編まれたマトリックス層２３４と２３６との間に分配されてもよい複数の導線２３２を含む。

図５は、図１に示されているエンジン１０に使用される例示的防氷システム２００の代替的構成である。本明細書に記載されている通り、吸気口カウル１０８は、本明細書に記載されている外表皮２０２の内面２０６に結合されている発泡要素２０４を含む。図５を具体的に参照すると、本例示的実施形態では、外表皮２０２は、３次元の編まれた炭素繊維マトリックス２５０であり、炭素繊維マトリックス２５０の内部に形成されている発熱体２５２を含む。さらに具体的には、発熱体２５２はマトリックス２５０内に編み込まれているが、あるいは、発熱体２５２はその中で巻回されてもよい。作業中、発熱体／マトリックス層の組合せ２５０および２５２が、使用するために組み立てられたとき、単一複合構造が形成される。本例示的実施形態では、発熱体２５２は、３次元マトリックス２５２の内部に略均一な配置で延在している導線２５４を含む。あるいは、本明細書にさらに詳細に記載されている通り、発熱体２５２は、糸、リボン、複数の導電性粒子、導電性インク、および／または導電性ナノチューブであってもよい。そのような構造は、図４に示されている複数の複合マトリックス層の使用を排除する。しかし、防氷システム２００が本明細書に記載されているように機能することを可能にする、複数の３次元の編まれた層または任意の数の３次元の複合層が使用されてもよい。

図６は、図１に示されているエンジン１０に使用される例示的防氷システム２００のための代替的構成の斜視図である。本明細書に記載されている通り、吸気口カウル１０８は、本明細書に記載されている外表皮２０２の内面２０６に結合されている発泡要素２０４を含む。図６を具体的に参照すると、本例示的実施形態では、外表皮２０２は、図４に示されている層状複合材料であっても、図５に示されている３次元の編まれた炭素繊維マトリックスであってもよく、本明細書に記載されている炭素繊維層の内部に形成されている発熱体２６０を含む。さらに具体的には、発熱体２６０は、マトリックス内部に編み込まれている複数の導線２６２を含むが、あるいは、発熱体は、防氷システム２００が本明細書に記載されているように機能することができるように、その中で巻回され、かつ／または変位されてもよい。

本例示的実施形態では、導線２６２が作製中に実質的に支障を来たさないように、すなわち音響孔２６４の作製中に壊れないように、マトリックス／発熱体の組合せは、形成されている複数の音響孔２６４を含む。そのような構造により、例えば図２に示されているエンジンカウル前縁１１６の直後部などの、そのような構造が騒音を低減するのにもまた有益な航空機表面の防氷が可能になる。

代替的実施形態では、防氷システム２００が、任意の航空機前縁表面上で使用されてもよい。さらに具体的には、例えば図４に示されている発熱体２２０などの発熱体が、例えば翼前縁、スラット、フラップもしくは他の操縦舵面、尾翼前縁、および／またはエンジンカウル前縁など、氷結条件中に氷結する傾向がある任意の航空機表面の内部で巻回されても、編み込まれても、かつ／または他の方法で形成されてもよい。

図２〜図６を参照すると、動作中、電源２０８は、複合前縁表面の積層構造の内部に埋め込まれている発熱体２２０、２３０、２５２および／または２６０に電圧を加える。例示的実施形態では、高伝導性発熱体２２０、２３０、２５２および／または２６０は、構成部品前縁の外面上の凍結を実質的に防止するのに十分な高さまで温度が上昇する。

防氷システムの例示的実施形態が、詳細に前述されている。前述の防氷システムは、航空機前縁の外面上の凍結を実質的に防止するのを助ける。氷の蓄積を防止するために、本明細書に記載されているシステムおよび方法は、航空機前縁表面を画定している複合構造の内部に形成されている発熱体を使用する。そのような構造は、発熱体を吸気口表面に保持するのに必要な固定要素を排除することにより、部品点数を減少させ、氷結条件下で氷結する傾向がある吸気口部分表面の内側から伝導熱を供給することにより、吸気口部分の内部の熱伝達に関連する効率レベルを最大にする。さらに、本明細書に記載されている防氷システムは、発熱体が中に形成されている表皮に構造補強をもたらす。

さらに、本明細書に記載されているシステムおよび方法は、空気圧式防氷システムで認識される欠陥の多くを克服する。空気圧式システムと対比して、本システムでは、構成部品点数および複雑さが低減される。さらに、航空機前縁表面の保全、および防氷システム自体が簡易化される。さらに、本明細書に記載されているシステムおよび方法では、搭載型の空気圧式システムでは必要とされた原料としてのエンジン抽気が必要とされない。したがって、本システムは、空気圧式システムと比較した場合、実質的に高効率である。本システムは、その動作のための電力のみを必要とし、既存のシステムに対する大きな変更および既存のシステムの証明書の更新を必要としない。したがって、エンジン抽気システム、空調システム、ラムエアシステムおよび／またはダクト漏れ検出システムに対する変更を必要とする空気圧式システムと比較して、非経常コストが実質的により低い可能性がある。

上記記載は多くの具体的事項を含むが、これらは、本開示の範囲を限定していると見なされるべきではなく、現在好適な実施形態のいくつかを説明しているに過ぎないと見なすべきである。同様に、本開示の精神または範囲から逸脱することのない他の実施形態が考案されてもよい。異なる実施形態の特徴が、組み合わせて使用されてもよい。したがって、本開示の範囲は、上記記載によってではなく、添付の特許請求の範囲およびそれらの法的均等物によってのみ指示され限定される。特許請求の範囲の意味および範囲に含まれる、本明細書に開示されている全ての付加項目、削除項目、および修正項目が、それらにより包含される。

本明細書に記載されている装置および方法は、航空機ガスタービンエンジンのための防氷システムの場合において記載されているが、本装置および本方法は航空宇宙用途に限定されないことを理解されたい。同様に、図示のシステム構成部品は、本明細書に記載されている特定の実施形態に限定されず、むしろ、システム構成部品は、本明細書に記載されている他の構成部品とは独立して別個に利用することができる。

本明細書に使用されている通り、単数形で記載されておりかつ語「ａ」または「ａｎ」で始まる要素またはステップは、そのような除外が明記されていない限り、複数の要素またはステップを除外しないと理解されるべきである。さらに、本開示の「一実施形態」への言及は、記載された特徴をやはり組み込んでいる付加的な実施形態の存在を除外すると解釈されないものとする。

本明細は、例を使用して、最良の形態を含めて本発明を開示し、また、任意のデバイスまたはシステムを作製し使用することおよび任意の援用されている方法を実施することを含めて、当業者が本発明を実施することを可能にしている。本発明の特許性のある範囲は、特許請求の範囲により定められており、当業者に思い付く他の例を含み得る。そのような他の例は、それらが特許請求の範囲の文言と異ならない構造要素を有する場合、またはそれらが特許請求の範囲の文言と僅かしか異ならない等価の構造要素を含む場合、特許請求の範囲に含まれるものとする。

１０ ガスタービンエンジン
１２ ナセル組立体
１６ ファン組立体
１７ コアエンジン
１８ 圧縮機
１９ ファンブレード
２０ 燃焼器
２２、２４ タービン
２６ コアロータシャフト
２８ シャフト
３２ 長手方向中心線軸
３３ （タービンエンジン１０の）前端部
３５ （タービンエンジン１０の）後端部
１００ 吸気口部分
１０２ （吸気口部分１００の）前部
１０４ 吸気ガイドベーン組立体
１０６ ノーズコーン
１０８ 吸気口カウル
１１０ 外側壁
１１２ 内側壁
１１４ 吸気口ダクト
１１６ （エンジンカウル）前縁
２００ 防氷システム
２０２ 外表皮
２０４ 発泡要素
２０６ （外表皮２０２の）内面
２０８ 電源
２１０ 編まれた炭素繊維材料／編まれたマトリックス
２１２ 熱可塑性樹脂
２１４ 複合層
２２０、２３０、２５２、２６０ 発熱体
２２２、２３２、２５４、２６２ 導線
２３４、２３６ 編まれたマトリックス層
２５０ 炭素繊維マトリックス
２６４ 音響孔

Claims (20)

1. 少なくとも１つの複合層を含む複合構造を含む構成部品表面と、
   前記少なくとも１つの複合層の内部に形成され、前記構成部品表面へ熱を伝達するように構成されている、少なくとも１つの発熱体と
   を含む、防氷システム。
2. 前記構成部品表面に隣接して配置されている絶縁要素をさらに含み、前記絶縁要素が、前記熱伝達中の熱損失を実質的に防止するのを助けるように構成されている、請求項１記載の防氷システム。
3. 前記少なくとも１つの発熱体が、電線、糸、リボン、複数の導電性粒子、導電性インク、および少なくとも１つの導電性ナノチューブの内の少なくとも１つを含む、請求項１記載の防氷システム。
4. 前記少なくとも１つの複合層が、
   編まれた炭素繊維マトリックスと、
   熱可塑性結合剤または熱硬化性結合剤の一方と
   を含み、
   前記少なくとも１つの発熱体が、前記少なくとも１つの複合層の内部に受容されて、単一複合構造を形成している、
   請求項１記載の防氷システム。
5. 前記少なくとも１つの発熱体が、前記少なくとも１つの複合層の内部で巻回されているか、編み込まれているか、または分配されている、請求項１記載の防氷システム。
6. 前記複合構造が、複数の層を含む積層構造を含み、前記少なくとも１つの発熱体が、前記複数の層の間に受容される、請求項１記載の防氷システム。
7. 前記少なくとも１つの発熱体に電気的に接続されておりかつ前記少なくとも１つの発熱体の両端間で電圧を供給するように構成されている電源をさらに含む、請求項１記載の防氷システム。
8. 空気力学的表面であって、
   少なくとも１つの複合層を含む複合構造と、
   前記少なくとも１つの複合層の内部に形成された少なくとも１つの発熱体を含む防氷システムであり、前記少なくとも１つの発熱体が、空気力学的表面へ熱を伝達するように構成されている、防氷システムと
   を含む、空気力学的表面。
9. 前記空気力学的表面に隣接して配置されている絶縁要素をさらに含み、前記絶縁要素が、前記熱伝達中の熱損失を実質的に防止するのを助けるように構成されている、請求項８記載の空気力学的表面。
10. 前記少なくとも１つの発熱体が、電線、糸、リボン、複数の導電性粒子、導電性インク、および少なくとも１つの導電性ナノチューブの内の少なくとも１つを含む、請求項８記載の空気力学的表面。
11. 前記少なくとも１つの複合層が、
    編まれた炭素繊維マトリックスと、
    熱可塑性結合剤または熱硬化性結合剤の一方と
    を含み、
    前記少なくとも１つの発熱体が、前記少なくとも１つの複合層の内部に受容されて、単一複合構造を形成している、
    請求項８記載の空気力学的表面。
12. 前記少なくとも１つの発熱体が、前記少なくとも１つの複合層の内部で巻回されているか、編み込まれているか、または分配されている、請求項８記載の空気力学的表面。
13. 前記複合構造が、複数の層を含む積層構造を含み、前記少なくとも１つの発熱体が、前記複数の層の間に受容される、請求項８記載の空気力学的表面。
14. 前記少なくとも１つの発熱体に電気的に接続されておりかつ前記少なくとも１つの発熱体の両端間で電圧を供給するように構成されている電源をさらに含む、請求項８記載の空気力学的表面。
15. 空気力学的表面上の氷の蓄積を実質的に防止する方法であって、
    少なくとも１つの複合層を含む複合構造を作製するステップと、
    前記少なくとも１つの複合層の内部に少なくとも１つの発熱体を形成するステップと、
    前記少なくとも１つの発熱体を構成して、前記空気力学的表面に熱を伝達するステップと
    を含む、方法。
16. 前記空気力学的表面に隣接して絶縁要素を配置することにより、前記熱伝達中の熱損失を実質的に防止するステップをさらに含む、請求項１５記載の方法。
17. 少なくとも１つの発熱体を形成する前記ステップが、電線、糸、リボン、複数の導電性粒子、導電性インク、および少なくとも１つの導電性ナノチューブの内の少なくとも１つから前記少なくとも１つの発熱体を作製するステップをさらに含む、請求項１５記載の方法。
18. 複合構造を作製する前記ステップが、
    編まれた炭素繊維マトリックスを設けることにより、単一複合構造を形成するステップであり、前記少なくとも１つの発熱体が、前記少なくとも１つの複合層の内部に受容される、ステップと、
    熱可塑性結合剤または熱硬化性結合剤の一方を使用して、前記単一複合構造を強化するステップと
    をさらに含む、請求項１５記載の方法。
19. 複合構造を作製する前記ステップが、複数の層を含む積層構造を作製するステップをさらに含み、前記少なくとも１つの発熱体が、前記複数の層の間に受容される、請求項１５記載の方法。
20. 前記少なくとも１つの発熱体に電源を電気的に接続するステップをさらに含み、前記電源が、前記少なくとも１つの発熱体の両端間で電圧を供給するように構成されている、請求項１５記載の方法。

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