一体式防冰系统的制作方法

背景技术：

1、本发明涉及防冰系统，并且更具体地，涉及一种一体式防冰系统，所述一体式防冰系统包括封装在热塑性塑料中的传感器和碳纳米管加热器。

2、飞机可能会暴露在允许其表面上形成冰的天气条件下。在飞行前或飞行期间冰可能会形成在飞机的表面上，诸如在挡风玻璃、机翼、尾翼和进气口部件上。结冰会导致不利的操作，诸如阻塞所需的发动机气流或抑制机翼或其他部件的操作。另外，可能会损害其他部件以及飞机和乘客的安全。配备加热部件的飞机可包括电加热器以保护飞机。可能需要确保加热部件在飞机的整个生命周期内的正常操作。

3、碳纳米管(cnt)是具有一般圆柱形纳米结构的碳的同素异形体，并且在纳米技术、电子学、光学和其他材料科学中具有多种用途。cnt既导热又导电。由于这些属性，cnt可用作加热元件以防止飞机或其他车辆上结冰。

4、cnt加热器垫或其他更标准的蚀刻金属箔或绕线加热器垫通常用热固性材料制造。这种构造通常会导致多步固化过程，以至于导致高制造成本。典型材料还具有可能导致设计限制的温度下限。这种构造通常比所需的要厚，从而要求较高的功率需求。这些材料也不允许加热器垫维修，而是需要更换。

技术实现思路

1、公开了一种用于控制飞机表面上的积冰的系统。所述系统包括：碳纳米管(cnt)加热器，所述cnt加热器包括：cnt层；第一封装层，所述第一封装层设置在由第一封装层热塑性材料形成的cnt层的第一侧上；以及第二封装层，所述第二封装层设置在由第二封装层热塑性材料形成的cnt层的第二侧上。所述系统还包括前复合结构，所述前复合结构包括设置在cnt加热器的第一侧上的前复合结构热塑性材料；后复合结构，所述后复合结构包括设置在cnt加热器的第一侧上的后复合结构热塑性材料；以及传感器层，所述传感器层设置在所述cnt加热器与前复合结构和后复合结构中的一者之间。

2、除了上述特征中的一个或多个之外，或者作为前述实施方案中的任何一个的替代方案，所述系统还可包括控制器，所述控制器从传感器层中的传感器接收信息并基于接收到的信息而控制cnt加热器。

3、除了上述特征中的一个或多个之外，或者作为前述实施方案中的任何一个的替代方案，所述系统还可包括低冰粘附涂层，所述低冰粘附涂层设置在前复合结构上，位于前复合结构的与cnt加热器相对的一侧。

4、除了上述特征中的一个或多个之外，或者作为前述实施方案中的任何一个的替代方案，传感器层可包括温度传感器和应变传感器中的一者或两者。

5、除了上述特征中的一个或多个之外，或者作为前述实施方案中的任何一个的替代方案，传感器层可包括光纤传感器。

6、除了上述特征中的一个或多个之外，或者作为前述实施方案中的任何一个的替代方案，前复合结构热塑性材料和后复合结构热塑性材料可以是同一热塑性材料。

7、除了上述特征中的一个或多个之外，或者作为前述实施方案中的任何一个的替代方案，前复合结构热塑性材料和后复合结构热塑性材料可以与第一封装层热塑性材料和第二封装层热塑性材料的热塑性材料相同。

8、还公开了另一种用于控制飞机表面上的积冰的系统。所述系统包括：碳纳米管(cnt)加热器，所述cnt加热器包括：cnt层；第一封装层，所述第一封装层设置在由第一封装层热塑性材料形成的cnt层的第一侧上；以及第二封装层，所述第二封装层设置在由第二封装层热塑性材料形成的cnt层的第二侧上。所述系统还包括前复合结构，所述前复合结构包括设置在cnt加热器的第一侧上的前复合结构热塑性材料；后复合结构，所述后复合结构包括设置在cnt加热器的第一侧上的后复合结构热塑性材料；以及低冰粘附涂层，所述低冰粘附涂层设置在前复合结构上，位于前复合结构的与cnt加热器相对的一侧。

9、除了上述特征中的一个或多个之外，或者作为前述实施方案中的任何一个的替代方案，第二系统还可包括控制器，所述控制器从测量系统中的温度或应变的传感器接收信息，并且基于接收到的信息而控制cnt加热器。

10、除了上述特征中的一个或多个之外，或者作为前述实施方案中的任何一个的替代方案，在第二系统中，前复合结构热塑性材料和后复合结构热塑性材料可以是同一热塑性材料。

11、除了上述特征中的一个或多个之外，或者作为前述实施方案中的任何一个的替代方案，在第二系统中，前复合结构热塑性材料和后复合结构热塑性材料可以与第一封装层热塑性材料和第二封装层热塑性材料的热塑性材料相同。

12、还公开了形成上述系统中的任何一个的方法。在一个实施方案中，所述方法包括：接收碳纳米管(cnt)加热器，所述cnt加热器包括：cnt层；第一封装层，所述第一封装层设置在由第一封装层热塑性材料形成的cnt层的第一侧上；以及第二封装层，所述第二封装层设置在由第二封装层热塑性材料形成的cnt层的第二侧上；接收包括前复合结构热塑性材料的前复合结构；接收包括一个或多个传感器的传感器层；将前复合结构设置在cnt加热器的第一侧上；接收包括后复合结构热塑性材料的后复合结构；将传感器层设置在cnt加热器结构的第二侧上；将后复合结构设置在cnt加热器的第二侧上，以使得传感器层位于cnt加热器与后复合结构之间，以形成包括前复合结构、cnt加热器、传感器层和后复合结构的组件；以及对组件进行加热以至少部分地熔化前复合结构热塑性塑料和后复合结构热塑性塑料以及第一封装层热塑性塑料和第二封装层热塑性塑料，以将组件粘合在一起。

13、除了上述特征中的一个或多个之外，或者作为前述实施方案中的任何一个的替代方案，在所述方法中，加热可包括用cnt加热器提供热。

14、除了上述特征中的一个或多个之外，或者作为前述实施方案中的任何一个的替代方案，所述系统还可包括将低冰粘附涂层设置在前复合结构上，位于前复合结构的与cnt加热器相对的一侧。

技术特征：

1.一种用于控制飞机的表面上的积冰的系统，所述系统包括：

2.如权利要求1所述的系统，其还包括：

3.如权利要求2所述的系统，其还包括低冰粘附涂层，所述低冰粘附涂层设置在所述前复合结构上，位于所述前复合结构的与所述cnt加热器相对的一侧。

4.如权利要求1所述的系统，其还包括低冰粘附涂层，所述低冰粘附涂层设置在所述前复合结构上，位于所述前复合结构的与所述cnt加热器相对的一侧。

5.如权利要求1所述的系统，其中所述传感器层包括温度传感器和应变传感器中的一者或两者。

6.如权利要求1所述的系统，其中所述传感器层包括光纤传感器。

7.如权利要求1所述的系统，其中所述前复合结构热塑性材料和所述后复合结构热塑性材料是同一热塑性材料。

8.如权利要求7所述的系统，其中所述前复合结构热塑性材料和所述后复合结构热塑性材料与所述第一封装层热塑性材料和所述第二封装层热塑性材料的热塑性材料相同。

9.一种用于控制飞机的表面上的积冰的系统，所述系统包括：

10.如权利要求9所述的系统，其还包括：控制器，所述控制器从测量所述系统中的温度或应变的传感器接收信息，并且基于所述接收到的信息而控制所述cnt加热器。

11.如权利要求9所述的系统，其中所述前复合结构热塑性材料和所述后复合结构热塑性材料是同一热塑性材料。

12.如权利要求11所述的系统，其中所述前复合结构热塑性材料和所述后复合结构热塑性材料与所述第一封装层热塑性材料和所述第二封装层热塑性材料的热塑性材料相同。

13.一种形成用于控制飞机的表面上的积冰的多层加热结构的方法，所述结构包括：

14.如权利要求13所述的方法，其中加热包括用所述cnt加热器提供热。

15.如权利要求14所述的方法，其中所述前复合结构热塑性材料和所述后复合结构热塑性材料是同一热塑性材料。

16.如权利要求13所述的方法，其中所述前复合结构热塑性材料和所述后复合结构热塑性材料与所述第一封装层热塑性材料和所述第二封装层热塑性材料的热塑性材料相同。

17.如权利要求13所述的方法，其还包括：

技术总结
一种用于控制飞机的表面上的积冰的系统，所述系统包括：碳纳米管(CNT)加热器，所述CNT加热器包括：CNT层；第一封装层，所述第一封装层设置在由第一封装层热塑性材料形成的CNT层的第一侧上；以及第二封装层，所述第二封装层设置在由第二封装层热塑性材料形成的CNT层的第二侧上。所述系统还包括前复合结构，所述前复合结构包括设置在所述CNT加热器的第一侧上的前复合结构热塑性材料；后复合结构，所述后复合结构包括设置在所述CNT加热器的第一侧上的后复合结构热塑性材料；以及传感器层，所述传感器层设置在所述CNT加热器与所述前复合结构和所述后复合结构中的一者之间。

技术研发人员：B·海因,C·斯莱恩,J·M·韦伯洛,G·C·博图拉,M·哈曼
受保护的技术使用者：古德里奇公司
技术研发日：
技术公布日：2024/1/11