電熱式加熱墊的製作方法

2023-09-21 00:35:30 2

專利名稱：電熱式加熱墊的製作方法
技術領域：
本發明總地涉及電熱式防冰系統，該電熱式防冰系統適合於用在飛行器中或者諸如風輪機葉片之類的其它空氣動力學結構中，以防止形成冰和/或去除已形成的冰。這兩種功能可分別稱為防冰和除冰。
背景技術：
對於飛行器來說，在飛行過程中，在飛行器的外表面上形成冰是不希望的。冰破壞了在飛行器表面上的空氣順暢流動，増大阻力並且降低機翼執行其預期功能的能力。此外，冰的產生會阻礙諸如之類可動控制表面的運動。發動機進氣ロ產生的冰會 突然大塊脫落，並且脫落的大冰塊會被吸入發動機而導致損壞。因此，對於飛行器、尤其是商用飛行器，通常包含防冰系統。商用飛行器可使用一種系統，該系統包括從發動機排放出熱空氣，然後使熱空氣通過管道通至諸如機翼前緣和尾部之類易於形成冰的機身部件。最近，已提出了電動的系統，例如EP-A-1，757，519(吉凱恩航空有限公司(GKN Aerospace))披露了ー種具有機頭蒙皮的機翼縫翼,其包含電熱式加熱毯或加熱墊。加熱墊粘結於金屬防蝕層的後表面，該金屬防蝕層包括機頭蒙皮的前向外表面。加熱墊具有「 Spraymat 」(商標名)類型並且是層疊產品，該層疊產品包括電介質層和加熱元件，這些電介質層由預浸潰的玻璃纖維布製成，而加熱元件通過將金屬層火焰噴塗到其中ー個電介質層上而形成。「Spraymat」從ー開始在1950年由D.納皮爾父子有限公司(D. Napier&Sons Limited)(參照它們的GB833，675，該文獻涉及用於飛行器的電氣除冰或防冰設備)開發到隨後由吉凱恩航空有限公司使用已經歷了很長的歷史。最近ー種由吉凱恩航空有限公司生產的用在機翼縫翼中的「 Spraymat」在陽模上形成並且包括敷設如下堆疊層該堆疊層包括(i)在高壓釜中進行處理的預浸潰有環氧樹脂的大約10層玻璃纖維織物，(ii)導電金屬層(加熱元件)，使用掩模將該導電金屬層火焰噴塗到層疊件上，以形成加熱元件構型，以及(iii)最後大約3層玻璃纖維織物。將接線焊接於加熱元件，以使得加熱元件能連接於飛行器的電源系統。然後，在高壓釜中對加熱墊進行處理。加熱墊通常包含溫度傳感器來作為控制迴路的一部分，從而為連接於加熱墊的控制単元提供溫度控制和防熱損信息。溫度傳感器通常是電阻溫度裝置(RTD)傳感器，該傳感器具有封裝在諸如Kapton (商標名)之類的聚醯亞胺膜內的感測頭。聚醯亞胺是熱塑性材料，其可選用途是在層疊件內用作剝離膜或分離膜。當聚醯亞胺用在需要包含在層疊加熱墊內的溫度傳感器中時，該特徵是不希望的，因為溫度傳感器會在加熱墊內產生不連續性。此種不連續性會在層疊加熱墊內成為出現裂紋開裂的部位，由此具有潛在的結構薄弱或疲勞缺陷的部位。希望提供一種改進的加熱墊。

發明內容
根據本發明的第一方面，提供一種用於防冰系統的電熱式加熱墊，其中加熱墊是層疊加熱墊，並且包括若干電介質層、加熱元件以及溫度傳感器；每個電介質層都包括熱塑性材料；該溫度傳感器包括沉積在包括熱塑性材料的基底上的噴塗金屬軌道；基底層疊於電介質層的至少第一電介質層；以及基底的熱塑性材料是(i)與第一電介質層的熱塑性材料相同，使得基底的熱塑性材料擴散或者融合入第一電介質層的熱塑性材料中，或者(ii)與第一電介質層的熱塑性材料兼容，使得基底的熱塑性材料能熔化至第一電介質層的熱塑性材料。 由於基底的熱塑性材料與需層疊至的第一電介質層的熱塑性材料相同或兼容，因而基本上防止或最小化基底和第一電介質層之間界面處形成不希望的中斷。因此，在使用加熱墊的過程中，界面處較不可能產生裂紋，並且較不可能發生分層。換言之，改進結構或疲勞強度。如果相同的熱塑性材料用於基底以及所有的電介質層，則能執行層疊，使得在加熱墊的任何熱塑性部件之間基本上不存在中斷。這賦予加熱墊的熱塑性材料単一結構，而這會阻止在加熱墊的使用過程中產生分層。如果基底的熱塑性材料並不與第一電介質層的材料相同，而是僅僅與第一電介質層的材料兼容，則能夠通過選擇基底的熱塑性材料來實現此種兼容性，從而在層疊過程中，無需使用粘合劑就可將基底粘結於第一電介質層的熱塑性材料。當將各組裝部件的堆疊加熱至其中一個抵接熱塑性材料的熔點之上時，通過使ー種熱塑性材料(例如，PEEK)熔化到而不擴散到另ー種熱塑性材料(例如，PEKK)中來將此種不同但兼容的材料在每個界面處彼此粘結。在一些當前實施例中，基底是電介質層的第二電介質層。因此，任何情形下提供的電介質層也可用於容納溫度傳感器的噴塗金屬軌道。較佳的是，溫度傳感器的噴塗金屬軌道是多孔的，且第一電介質層的熱塑性材料通過溫度傳感器的噴塗金屬軌道層疊至第二電介質層的熱塑性材料。這進ー步改進第一和第二電介質層之間的層疊強度。便利地是，加熱元件包括沉積在第二電介質層上的噴塗金屬軌道。因此，溫度傳感器和加熱元件都存在於相同的基底上。單個電介質層可進行有效地處理，以通過使用單個火焰噴塗機來噴塗各種軌道的金屬來容納溫度傳感器和加熱元件。由於溫度傳感器和加熱元件定位在電介質層的不同區域上，通過使用限定金屬軌道形狀的相應掩模，可對它們的金屬軌道進行同時噴塗而非按序噴塗。在一替代實施例中，基底是載體，該載體所具有的主表面小於所述電介質層的載體所層疊在其上的第二電介質層的主表面，且載體夾在第一和第二電介質層之間。因此，可以在加熱墊的主要製造之前，在溫度傳感器的載體上預先批量製造溫度傳感器，並且當製造加熱墊時，載體上希望數量(例如，ー個或ー個以上)的溫度傳感器可包括在層疊在一起以形成加熱器的部件的堆疊中。可以通過加熱墊的設計者來選擇溫度傳感器的數量和定位。載體或每個載體可覆蓋第二電介質層的所述主表面的10%或更低，或者5%或更低，或者2%或更低。較佳的是，溫度傳感器的噴塗金屬軌道是多孔的，且第一電介質層的熱塑性材料通過溫度傳感器的噴塗金屬軌道層疊至載體的熱塑性材料。在當前的實施例中，溫度傳感器的噴塗金屬軌道包括傳感器頭部。例如，傳感器頭部的金屬可以是鎳或鎳合金。此外，傳感器頭部在溫度傳感器的噴塗金屬軌道的中間位置之間延伸，且溫度傳感器的噴塗金屬軌道還包括引導件，這些引導件從中間位置延伸至噴塗金屬軌道的端部處的端子。例如，引導件的金屬可以是銅或銅合金。封裝層可包括與載體的熱塑性材料相同的熱塑性材料，且封裝層層疊於載體並且覆蓋溫度傳感器的噴塗金屬軌道的一部分。例如，封裝層可覆蓋傳感器頭部和每個引導件的一部分。在當前的實施例中，使用高溫工程熱塑性材料。較佳的材料包括PEEK、PEKK、PPS、 PEI或PES或者它們的混合物。這些材料能夠承受噴塗金屬軌道的火焰噴塗，而不產生顯著損壞。尤其優選PEEK和PEKK。較佳的是，基底和電介質層都包括相同的熱塑性材料。當經組裝的部件的堆疊被加熱並壓在一起以形成層疊加熱墊時，這優化了各部件的層疊強度。電熱式防冰系統可包括根據本發明的電熱式加熱墊以及連接件，該連接件具有第一端和第二端，該第一端較佳地嵌在加熱墊中並且電連接於加熱墊的加熱元件，而第二端遠離加熱墊延伸並且連接於加熱器控制單元。防冰設備包括外部表層和根據本發明的電熱式加熱墊，其中該加熱墊與外部表層的後表面熱接觸。根據本發明的第二方面，提供一種製造電熱式加熱墊的方法，該方法包括如下步驟提供多個電介質層，每個電介質層包括熱塑性材料；將溫度傳感器的金屬軌道火焰噴塗到基底的熱塑性材料上；形成包括電介質層、加熱元件以及基底的堆疊；以及將電介質層和基底層疊在一起，使得基底的熱塑性材料(i)擴散或融合入或者
(ii)熔化至電介質層的相鄰電介質層或每個相鄰電介質層的熱塑性材料。在一些當前實施例中，基底是電介質層中的第一電介質層，且該方法還包括將加熱元件火焰噴塗到所述第一電介質層上的步驟。火焰噴塗的溫度傳感器和加熱元件是多孔的，且在層疊過程中，相鄰熱塑性材料遷移到小孔中或者穿過小孔，以減少或消除溫度傳感器和加熱元件處的任何中斷。熱塑性材料的此種遷移降低溫度傳感器和加熱元件處發生分層的風險。在一替代實施例中，基底是載體，該載體所具有的主表面小於電介質層中的層疊過程中載體所層疊在其上的第一電介質層的主表面，且在堆疊形成步驟中，載體夾在電介質層中的所述第一電介質層和第二電介質層之間。


現將參照附圖僅以示例的方式描述本發明的特定實施例，附圖中圖I是在機翼的前緣中具有縫翼的飛行器的示例平面圖。
圖2是圖I所示機翼縫翼的機頭蒙皮的示例立體圖。圖3是用於生產根據本發明第一實施例的加熱墊的組裝過程的第一階段中電介質層的示例立體圖。圖4是組裝過程的第二階段中的圖3所示電介質層的示例立體圖。圖5是組裝過程的第三階段中的圖4所示電介質層的示例立體圖。圖6是沿圖5中剖線所剖取的示例剖視圖。圖7是圖6中圓圈區域的示例放大圖。圖8是用在組裝過程中的兩個連接件的示例立體圖。
圖9是在組裝圖8所示類型的連接件的組裝過程第四階段中的圖5所示電介質層的示例立體圖。圖10是在組裝又一電介質層之後的組裝過程第五階段中的圖9所示部分組裝加熱墊的示例立體圖。圖11是在火焰噴塗有銅製接地層之後的組裝過程第六階段中的圖10所示部分組裝加熱墊的示例立體圖。圖12是圖11中圓圈區域的示例放大剖視圖，並且示出接地層和接地層已噴塗在其上的電介質層之間的界面。圖13是在圖8所示類型的連接件已連接於接地層之後的組裝過程第七階段中的圖11所示部分組裝加熱墊的示例立體圖。圖14是在附加又一電介質層之後的組裝過程第八階段中的圖13所示部分組裝加熱墊的示例立體圖。圖15是在附加又一電介質層之後的組裝過程第九階段中的圖14所示部分組裝加熱墊的示例立體圖。圖16是在火焰噴塗第二接地層之後的組裝過程第十階段中的圖15所示部分組裝加熱墊的示例立體圖。圖17是在附加又一電介質層和圖8所示類型的連接件之後的組裝過程第十一階段中的圖16所示部分組裝加熱墊的示例立體圖。圖18是在加熱墊的組裝部件已層疊在一起之後的組裝過程第十二階段中的圖17所示加熱墊的示例立體圖。圖19是示出粘結於防蝕層的圖18所示加熱墊的示例立體圖。圖20是用於生產根據本發明第二實施例的加熱墊的替代組裝過程的中間階段的示例立體圖。圖21是在替代組裝過程的隨後階段中的圖20所示部分組裝加熱墊的示例立體圖。圖22是在替代組裝過程的隨後階段中的圖21所示部分組裝加熱墊的示例立體圖。圖23是在替代組裝過程的隨後階段中的圖22所示部分組裝加熱墊的示例立體圖。圖24是在替代組裝過程的隨後階段中的圖23所示部分組裝加熱墊的示例立體圖。
圖25是在替代組裝過程的隨後階段中的圖24所示部分組裝加熱墊的示例立體圖。圖26是在替代組裝過程的隨後階段中的圖25所示部分組裝加熱墊的示例立體圖。圖27是在加熱墊的各部件層疊在一起之後的圖26所示加熱墊的示例立體圖。圖28在組裝於防蝕層時本發明第二實施例的圖27所示加熱墊的示例立體圖。圖29是替代區域溫度傳感器的示例立體圖。圖30是在組裝到圖3所示電介質層之後的圖29所示區域溫度傳感器的示例立體圖。圖31是替代連接件的示例立體圖。 圖32是又ー替代連接件的示例立體圖。圖33是示出根據本發明的加熱墊以及飛行器的電源和控制電子単元之間的連接的示意圖。儘管本發明可有各種修改和替換形式，但在附圖中示例性地示出了本發明的若干具體實施例並在這裡將對它們進行了詳細描述。然而，應理解的是，具體實施例的附圖和詳細說明並不意圖將本發明局限於所披露的具體形式。與此相反，本發明意在涵蓋落在由所附權利要求書限定的本發明精神和範圍內的所有更改、等同物以及替代。
具體實施例方式圖I是具有機翼11的飛行器I的平面圖，沿著機翼11的前(向前)緣定位有五個機翼縫翼12。每個機翼縫翼12都包含電熱防冰系統。圖2是圖I所示機翼縫翼12中一個的可拆卸機頭蒙皮13的示例立體圖。機頭蒙皮13的構造總的與EP-A-1，757，519 (GKN Aerospace (吉凱恩航空))中的構造相同，EP-A-1, 757，519披露了ー種機翼縫翼，該機翼縫翼具有包括機頭蒙皮的可拆卸向前部段。機頭蒙皮13包括防蝕層14和電動加熱器2。該加熱器2包括加熱毯或加熱墊3以及連接件束4，該連接件束將加熱墊3連接於飛行器I的電源和控制電子設備。防蝕層14大體是矩形的並且具有凸出彎曲的前表面141和凹入彎曲的後表面142。前表面141的頂部1411提供飛行器機翼11的前緣。加熱墊3大體是矩形的並且具有凸出彎曲的前表面31和凹入彎曲的後表面32。凸形前表面31與防蝕層14的後表面142的形狀相適應並且粘結於該後表面142。於是，在加熱墊3運行時產生的熱能通過傳導作用通向防蝕層14，從而提供防冰功能。防蝕層14是金屬的並且可由鋁(常用材料)或鈦(較昂貴，但可提供一定的功能和處理益處)。防蝕層14的重要功能是通過吸收並耗散雷電流來保護飛行器免受雷擊。可拆卸機頭蒙皮13是便利的，這是由於可從機翼縫翼12的主要部段或後部段中僅僅拆除機頭蒙皮，以使得機頭蒙皮能在受損時進行維修或更換，或者能夠在加熱器2上執行維護。如果發現加熱器2已失效，可例如通過拆下或釋放諸如螺釘之類的可釋放固定裝置來從機翼縫翼12的主要部段或後部段拆除機頭蒙皮13。然後，可對加熱器2進行檢查和測試。如果可能的話，在原位對加熱器2進行維修。如果不可能的話，從機頭蒙皮13的防蝕層14拆除加熱墊3，並且將新加熱器的加熱墊固定於(例如，粘結或膠合至)防蝕層14。然後，機頭蒙皮13準備好回復使用。在對舊的機頭蒙皮進行維修的同時，可將備用的新機頭蒙皮裝配於機翼縫翼12，以使飛行器保持飛行條件。現在將參見圖3-19來描述用於生產根據本發明第一實施例的加熱墊的組裝過程，這些附圖以相當示例性的方式示出加熱墊的各部件並且示出如何將這些部件組裝在一起生產出加熱墊，並且示出然後如何將加熱墊粘結至防蝕層。圖3-19所示的各部件是相當示例性的。例如，關於圖3所示的電介質層50,為了清楚起見而誇大了厚度。此外，為了清楚起見，將電介質層的寬度和長度減小。在一特定的實施例中，電介質層大體是矩形的，並且是具有通常在從O. 25m至Im範圍的寬度和通常在從Im至4m範圍的長度的板。在使用中，板的寬度通常圍繞在機翼前緣處翼弦的周圍，而板的長度通常沿著機翼的翼展延伸。電介質板(電介質層)通常還具有O. 05mm至2mm的厚度。
電介質層50由高溫工程熱塑性材料或者浸潰有高溫工程熱塑性材料的強化材料(例如玻璃纖維)製成。從高溫工程熱塑性材料的類別中，我們當前使用PEEK (聚醚醚酮)，PEKK (聚醚酮酮)，PPS (聚苯硫醚)，PEI (聚醚醯亞胺)或PES (聚醚碸)或它們的混合物。基於對於合適玻璃轉變溫度和合適熱疲勞性能的需求來選擇這些材料。PEEK和PEKK是尤其較佳的，這是由於PEEK具有所需的機械性能並且尤其易於接受火焰噴塗金屬塗層，而PEKK具有類似的特性，但更易於粘結於金屬材料。加熱墊的其它部件(之後進行描述)各自選擇成由與電介質層50的材料相同或者兼容的材料製成，從而當在組裝過程結束時將各部件層疊在一起時，各部件能融合或熔化在一起使得加熱墊成一體。這意味著，加熱墊的各層疊部件不會彼此分層。由於離散層之間不存在不連續性，從而在相鄰基底層之間的(成形件)界面處不會產生裂縫，並且這改進了加熱墊的抗疲勞性。圖3示出了已敷設在電介質基底層50的上部主表面502上的加熱元件501的軌道。加熱元件501從第一端子503延伸到第二端子504。加熱元件501在圖3中示作具有簡易「C」形。實際上，加熱元件501可具有更複雜的形狀，例如從第一端子503至第二端子504反覆曲折(Z字形)的形狀。為了清楚地示出視圖，加熱元件501在圖3中示作具有簡易形狀。電介質層50具有四個通孔505，這些通孔從上部主表面502貫穿延伸至下部主表面506 (參見圖5)。使用掩模來將加熱元件501的軌道火焰噴塗到電介質層50的上部主表面502上，使得軌道從第一端子503行進至第二端子504。加熱元件501由諸如銅之類的電阻金屬或者諸如銅錳合金之類的金屬合金製成。火焰噴塗或熔融金屬噴塗是可追溯許多年的沿用許久的技術，例如追溯至GB-833，675 (D.納皮爾父子有限公司(D. Napier&SonsLimited))，其涉及對用於飛行器的電除冰或防冰設備的各個金屬層進行熔融金屬噴塗，並且讀者可參考本文通過參見的方式所引入的GB-833，675。執行噴塗，使得加熱元件501多孔，且孔隙度取決於噴槍經過的次數以及形成加熱元件501的金屬塗層的厚度。一種合適的噴槍是由英國中西部達德利的金屬噴鍍有限公司(Metallisation Limited of Dudley)生產的Mark66E-Man連同其相關的控制設備。
在對加熱元件501進行火焰噴塗之前，形成通孔505。每個孔通常具有3. 5mm的直徑，但直徑可在從Imm至6mm的範圍,較佳地在2至5mm的範圍內，或者在3至4mm的範圍。在火焰噴塗過程中，將加熱元件501的其中ー些材料向下噴塗到第一和第二端子503、504處的兩個孔505中。圖4中示出組裝過程的下ー階段。掩模用於將區域溫度傳感器507火焰噴塗到上部主表面502上。因此，溫度傳感器507存在幹與加熱元件501相同的基底層上。溫度傳感器507的軌道從第一端子508延伸到第二端子509。端子508、509中的每個位於相應的通孔505處。在火焰噴塗過程中，將溫度傳感器507的其中ー些材料向下噴塗到端子508、509處的兩個孔505中。區域溫度傳感器507用作控制迴路的一部分，從而為用於加熱器2的控制單元提供溫度控制和防熱損信息。溫度傳感器507是電阻溫度裝置(RTD)傳感器。火焰噴塗敷設具有合適電阻溫度係數的導電金屬軌道。儘管具有高電阻溫度係數的任何金屬都可使用，只要該金屬適合於通過火焰噴塗エ藝來施加即可，但合適的金屬包括鎳和鎳基合金。導電 金屬塗層可用於形成從第一端子508至第二端子509的整個溫度傳感器507。或者，如圖4所示，可火焰噴塗具有合適電阻溫度係數的導電金屬塗層，從而形成位於傳感器507的軌道上的兩個中間邊界5011之間的傳感器頭部5010。引導件5012從邊界5011火焰噴塗至端子508、509，從而將傳感器頭部5010連接於端子508、509。引導件5012可以是諸如銅之類的導電金屬。圖5中示出組裝過程的下ー階段。該階段包括將電介質層50翻轉，使得下部主表面506面向上。然後，使用掩模來噴塗導電金屬(例如，銅)或合金，以形成圍繞通孔505的端子或接觸墊5013。在此種火焰噴塗過程中，端子5013的其中ー些材料對每個通孔505的孔腔進行塗覆。這在圖6中更清楚地示出，圖6是沿圖5中剖線所剖取的剖視圖。加熱元件501在圖6中示作具有大體柱形突部5014，該柱形突部從主表面502延伸到通孔505中，並且在通孔505內部形成徑向外塗層。端子5013在圖6中示作具有大體柱形突部5015，該柱形突部從主表面506延伸到通孔505中，並且形成通孔505的徑向內塗層。在圖6中，塗覆材料的柱形突部5015示作使孔505保留具有通孔腔5016。如果端子5013的塗覆厚度及其突部5015足夠厚，和/或如果通孔505的直徑足夠小，則突部5015會堵塞或阻塞通孔505的徑向內部，從而形成中心塞件。在這些情形下，在施加兩個塗層501、5013之後，不再存在通孔腔5016。如圖6所示，塗覆突部5014的自由端5017延伸超過塗覆突部5015的自由端5018。因此，突部5014與孔505內的突部5015交迭。自由端5017圖示為停止在未達到主表面506的位置處，但該自由端可以基本上延伸至主表面506，甚至有時稍稍延伸到主表面506上。例如，如果形成電介質層50的電介質材料板定位在金屬噴塗機的工作檯上，並且材料板在火焰噴塗過程中振動時會發生此種情形。此種振動會便於產生「貫穿鍍覆」效應，其中，經噴塗的金屬一直穿過孔505，並且稍稍繼續，從而對圍繞孔505的遠側表面506進行塗覆。類似地，端子5013的塗覆突部5015圖示為所具有的自由端5018停止在未達主表面502的位置處。火焰噴塗或其它應用エ藝能設置成確保自由端5018基本上延伸至主表面502，或者可甚至環繞地延伸到主表面502的與通孔505鄰近的一部分上。當然，在這些情形下，加熱元件501會置於自由端5018和主表面502之間。由於自由端5017和自由端5018之間的交迭，因而在主表面502和主表面506之間存在連續導電路徑。這適合於使從兩個端部經受「噴鍍」的每個通孔505形成連續直通連接。為了實現令人滿意的直通連接，有益的是，使電介質層具有在O. 05mm至2mm範圍內的厚度。圖7是圖6所示圓圈區域的放大視圖，並且示出形成突部5014、5015的兩個塗層之間的交迭部。火焰噴塗產生ー塗層，該塗層具有平均直徑通常在30-150微米之間的顆粒。此外，每個塗層5014、5015形成微孔導體。在突部5014和突部5015之間的界面處的塗層顆粒緊密接觸，從而在加熱元件501和端子5013之間形成良好的電連接。圖8示出兩個連接件41、42，這兩個連接件構成圖2所示連接件束4的一部分，並 且用於將加熱墊3電連接於飛行器I的電源和控制電子単元6 (參見圖33)。 每個連接件41、42都包括電介質基底層411、421，該電介質基底層是具有連接件為執行其連接功能所需要長度的帯。每個基底層411、421由高溫工程熱塑性材料製成，該高溫工程熱塑性材料與加熱器2的其它部件、電介質層以及連接件的材料相同或兼容，從而當組裝過程結束時，加熱器的各部件層疊在一起，且基底層411、421令人滿意地擴散到相鄰的電介質層和/或連接件中，使得加熱器的各部件形成令人滿意的一體単元，而無需使用膠合劑來將電介質基底層和連接件連接在一起。因此，用於電介質基底層411或421的當前較佳材料是PPS、PEI、PEKK WIPES。在這些材料中，我們目前尤其優選PEKK或PEEK。這些材料具體的優良之處在於，確保加熱器2的各部件熔化或粘結在一起，以變為一體並且不會分層。較佳的是，每個基底層411、421由與其它部件相同的熱塑性材料製成，因為在將熱塑性材料加熱至其熔點以上並且將壓カ施加於經組裝部件的堆疊時，這有助於確保經組裝部件的堆疊彼此擴散或融合以形成一體單元。如果每個基底層411、421的材料並不與其它部件的材料相同，而是僅僅與其它部件的材料兼容，則能夠通過選擇基底層411、421的熱塑性來實現此種兼容性，從而在層疊過程中，無需使用粘合劑就可將基底層粘結於堆疊中其它部件的熱塑性材料。當將經組裝部件的堆疊加熱至其中一個抵接材料的熔點之上時，通過使ー種熱塑性材料(例如，PEEK)熔化到而不擴散到另ー種熱塑性材料(例如，PEKK)中來將此種不同但兼容的材料在每個界面處彼此粘結。在切割電介質材料板來形成條狀基底層411、421之後，使用掩模來將導電金屬(例如，銅)或金屬合金火焰噴塗到主表面412、422上，從而敷設動カ或信號軌道。在連接件41的情形中，動カ軌道413沿電介質帶411的縱向方向敷設，並且終止在連接件41的端部415處的端子414中。在連接件42的情形中，使用火焰噴塗來敷設兩個大體平行的信號軌道423，並且每個信號軌道終止在連接件42的端部425處的端子424中。軌道413、423中每個的另一端可以以任何合適的方式終止，用以連接於電源和控制電子單元6。
圖9示出組裝過程的下ー階段。在這ー階段，圖5所示的電介質層50組裝有兩個連接件41個和單個連接件42。如圖9所示，這三個連接件41、42定位成使得它們的端子414、424面向下朝向電介質層50的端子5013。然後，端子414、424熔焊或軟釺焊至端子5013。於是，這兩個連接件41連接於加熱元件501的端部，使得加熱元件501能經由連接件41而由電源和控制電子単元6供電。溫度傳感器507的端部經由連接件42連接於電源和控制電子単元6。圖10示出組裝過程的下ー階段。圖9所示的部分組裝加熱墊具有又ー電介質層51,該又ー電介質層51定位在電介質層50的主表面506上。電介質層50、51由相同的材料製成，例如PEEK或PEKK。雖然在圖10中，電介質層51並不覆蓋連接件41、42的端部415、425，但是該電介質層能設置成覆蓋這些端部，使得電介質層51大體具有與電介質層50相同的尺寸和形狀。在組裝過程結尾的層疊過程中，電介質材料在端部415、425處的増大厚度會由於層疊過程中施加的熱量和壓カ而至少部分地擴散或散開。此外，在完成的加熱墊 3中，如果由於電介質材料存在増大厚度使得完工產品(層疊產品)在某些位置一定程度上局部略厚，並沒有關係。圖11中示出組裝過程的下ー階段。在這ー階段，將接地層71火焰噴塗到圖10所示部分組裝加熱墊的電介質層51的上部主表面511上。接地層包括火焰噴塗的銅或銅合金，並且通常是O. 05mm厚，但厚度可在從O. Olmm至O. 5mm的範圍或者在從O. 03mm至O. 2mm的範圍。可根據需要的導電性來選擇實際厚度。接地層71的目的是探測由加熱元件501中加熱器故障而產生的故障電流。例如，故障可以是諸如加熱器燒壞之類的損壞。接地層71連接於飛行器接地構件143 (參見圖19)以及電源和控制電子単元6，使得控制電子単元6在故障發生時探測電流變化。圖12是圖11中圓圈區域的放大剖視圖，並且示出接地層71和接地層已噴塗在其上的電介質層51之間的界面。接地層71的顆粒是微多孔的，從而在層疊過程的加熱和加壓過程中，相鄰電介質層的熱塑性材料會穿過或遷移通過接地層，作為賦予加熱墊3—體結構的部分。此種遷移通過箭頭711來指示，該箭頭711示出接地層71的顆粒712之間的遷移路徑。注意到，在圖12中，為了清楚起見，僅僅標出其中一些顆粒712。顆粒712在噴塗作用下隨機定位並且具有隨機尺寸範圍，其中平均直徑通常在30-150 μ m的範圍。圖13中示出組裝過程的下ー階段。在這ー階段，與連接件41相同的連接件43電連接於圖11所示部分組裝加熱墊的接地層71。該連接件43在其底面上具有軌道433，該軌道終止在端子處，而該端子熔焊或軟釺焊於接地層71。於是，接地層71經由連接件43電連接於電源和控制電子単元6。圖14中示出組裝過程的下ー階段。電介質層52敷設在圖13所示部分組裝加熱墊的接地層71的頂部。電介質層52由與電介質層50、51相同的材料製成。該電介質層52示作在連接件43的區域中具有切ロ。然而，電介質層52可以具有與電介質層50相同的尺寸和形狀，從而該電介質層會覆蓋連接件43的端部435。圖15中示出組裝過程的下ー階段。將圖14所示的部分組裝加熱墊倒置，並且將又ー電介質層53定位在電介質層50的主表面502上。電介質層53具有與電介質層50相同的尺寸和形狀，並且由與其它電介質層50、51和52相同的材料製成。在圖15中，可觀察到連接件41的軌道413、連接件42的軌道423以及連接件43的軌道433。圖16中示出組裝過程的下ー階段。在這ー階段，圖15所示的部分組裝加熱墊具有第二接地層72，該第二接地層72火焰噴塗到電介質層53的暴露的主表面531上。第二接地層72的特性與第一接地層71的特性相同。具體地說，接地層71、72較佳地應是火焰嗔塗的銅。圖17中示出組裝過程的下ー階段。在這ー階段，又ー電介質層54定位在圖16所示部分組裝加熱墊的接地層72的頂部。電介質層54由與其它電介質層50、51、52、53相同的材料製成。連接件44大體與連接件41相同，並且在圖17中的下表面上具有軌道，該軌道引向連接件44的端部445處的端子。連接件44的該端子通過熔焊或軟釺焊而電連接於第二接地層72，從而在接地層72以及電源和控制電子單元6之間建立電連接件。總而言之，連接件41、42、43、44包括在圖2中示例性示出的連接件束4。在圖17中，電介質層54示作在連接件44的端部445周圍具有切ロ。電介質層54 可替代地省略缺ロ，使得該電介質層54具有與下置電介質層53相同的矩形形狀和尺寸。這意味著電介質層54會覆蓋連接件44的端部445。這會致使在層疊之後、加熱墊在端部445附近的厚度略有局部増大。在疊置電介質層的過程中，強化材料可包括在加熱墊的各部件的堆疊中。強化材料可以是纖維質的，強化材料的示例包括玻璃纖維，例如作為單向帶或者織造纖維，且該強化材料在層疊過程中會滲透到相鄰的熱塑性電介質層。任何強化需要是不導電的，從而保持由電介質層所提供的絕緣作用。此外，應將強化材料選擇得儘可能薄。在圖17中，加熱墊3的所有部件都就位來準備好層疊在一起。在圖18中示例性地示出層疊過程。將熱量和壓カ施加於部件的堆疊，以使層疊件堅固成一體結構。結果是電介質層和連接件的嵌入端部彼此擴散，且電介質層和連接件的端部融合或熔化在一起而成一體，並且電介質層和連接件的嵌入端部都由相同或兼容的工程熱塑性材料製成。於是，各電介質層和連接件的各端部不會由於在界面處存在不連續性而分層，此種不連續性由於不兼容並且不與相鄰熱塑性材料融合的熱塑性材料所導致。在層疊過程中，連接件的嵌入端部有效地變為加熱墊的一部分。可使用傳統的高壓釜、熱壓機或者大型層壓機來執行層疊。此種機器可用於在施加壓カ的同時將各部件的堆疊加熱至熱塑性材料的熔點以上，以堅固層疊件。如果強化材料存在於各部件的堆疊中，則層疊過程的壓カ將強化材料壓到相鄰層的熱塑性材料中，以形成強化熱塑性層疊件。如果強化材料是織造纖維，則應採取措施來確保在編織和精整過程中施加於該織造纖維的處理與在400° C量級上的層疊溫度兼容。層疊過程意圖最小化或消除所得到層疊件中的不連續性。呈具有連接件束4的嵌入端部的加熱墊3形式的完工產品具有一體結構，該一體結構在加熱使能夠經受大體均勻的膨脹。這減小加熱墊3上的熱機械應力。ー個重要的考慮是，熱機械應カ大於加熱墊3在安裝於飛行器I中時經受的空氣動力學應力。在傳統的層疊產品中，使用膠合劑，而膠合劑是在層疊件的相鄰層之間界面處的弱點。在電介質層在層疊件中膠合在一起的傳統加熱器中，膠合界面是疲勞載荷下會發生分層的位置。如圖18所示的本發明第一實施例的加熱墊的優點是不含膠合剤。確切地說，不便用膠合劑來將電介質層和連接件的嵌入端部層疊在一起。圖19示出如何將加熱墊13向上提供給防蝕層14的後表面142。使用合適的粘合劑來將加熱墊3的前表面31膠合或粘結於防蝕層14的後表面142。為了便於說明，在圖19中，加熱墊3和防蝕層14示作是平坦的。在如圖2所示的實際代表性安裝中，前表面31凸出彎曲，而後表面142相對應地凹入彎曲。加熱墊3類似於ー較大板，該板相對於其厚度相當長且寬，因此加熱墊3是撓性的並且可易於彎曲來適應防蝕層14的後表面142的形狀。當將加熱墊3安裝在防蝕層14的後面之後，並且當機頭蒙面13裝配到飛行器I上時，連接件41、42、43和44 (共同地形成連接件束4)可連接於飛行器I的電源和控制電子単元6。因此，加熱器3現在準備好使用。在參見圖3-19的上述加熱墊的第一實施例中，加熱墊包含兩個接地層(接地層71和接地層72)。當飛行器I受到防蝕層14上的雷擊時，極短時間內的極大直流電(例如，200000安培)通過防蝕層14耗散至飛行器接地構件143。在雷擊過程中在防蝕層中流動 的極大電流會由於電磁耦合而在任何下置平行導體中感應出電流。這些平行導體包括加熱元件501和溫度傳感器507。如果加熱元件501和溫度傳感器507並未適當地屏蔽電磁耦合，則在該加熱元件和溫度傳感器中感應出的電流會在1000安培的量級上，且該電流會沿著連接件束4通向電源和控制電子単元6。結果是會在電源和控制電子単元6中產生電流浪湧，而電源和控制電子単元僅僅設計成應付10安培量級上的電流。由於電流浪湧會損壞単元6內部的電子器件，因而電流浪湧會是不希望的。對於具有單個接地層的傳統加熱墊來說，在接地層中會感應出ー些電流，且這些電流會通向飛行器接地構件。在參見圖3-19的本發明第一實施例的加熱墊3中，該加熱墊3包含兩個接地層71和72。這些接地層71、72定位在加熱元件501和溫度傳感器507的上方和下方，使得加熱元件501和溫度傳感器507由兩個接地層71、72「電磁屏蔽」。此種屏蔽相當類似於線纜中的同軸屏蔽概念。接地層通常具有低電阻。由於兩個接地層夾有易損加熱元件、溫度傳感器507以及連接件束4的連接於加熱元件501和溫度傳感器507的嵌入端部，因而這兩個接地層屏蔽這些部件，且在雷擊過程中感應出的電流較佳地在兩個接地層71、72中感應出並且通向飛行器接地構件143。在加熱元件501、溫度傳感器507以及從加熱元件501和溫度傳感器507引出的連接件束的嵌入端部中感應出銳減電流，由此降低使電源和控制電子単元6中電子儀器損壞的風險。現在在一替代構建過程中進行描述。確切地說，圖20-28示出用於生產根據本發明第二實施例的加熱墊的替代組裝過程的相關方面。圖20-28僅僅示出構建過程中與參照本發明第一實施例的圖3-19中示出的各方面不同的那些方面。因此，在圖20中，第二實施例採用第一實施例中圖4所示的電介質層50並且將其倒置，然後將接地層73火焰噴塗到電介質層50的主表面506上，使得接地層73具有與接地層71相同的特性。然後，在第二實施例的此種替代組裝過程的下ー階段，將電介質層55定位在接地層73的頂部(參見圖21)。電介質層55由與電介質層50相同的材料製成。連接件45 (與第一實施例的連接件43相對應)電連接於接地層73。雖然該電介質層55在連接件45的端部455周圍具有切ロ，但可省略該切ロ且電介質層55可具有與電介質層50相同的尺寸和形狀，使得電介質層55覆蓋端部455。圖22中示出第二實施例的組裝過程的下ー階段。電介質層50的通孔505延伸通過接地層73和電介質層55。然後，將端子或接觸墊5513火焰噴塗到電介質層55的上部主表面552上，且第二實施例的端子5513具有與第一實施例的端子5013相同的特性。圖23中示出組裝過程的下ー階段。在該階段，圖22所示的部分組裝加熱墊具有又ー電介質層56,該又ー電介質層56定位在電介質層55的頂部。兩個連接件46 (與第一實施例的兩個連接件41相對應)和連接件47 (與第一實施例的連接件42相對應)使它們的端部465、475與端子5513電接觸。將第二接地層74火焰噴塗到電介質層56上，且該第ニ接地層74具有與第一實施例的第二接地層72相對應的特性。在圖23中，電介質層56並不覆蓋連接件46、47的端部465、475。該電介質層替代地可設置成覆蓋端部465、475，並且這會在完工產品(第二實施例的層疊加熱墊)中使加熱墊局部略微增大厚度。圖24中示出第二實施例的組裝過程的下ー階段。將電介質層57定位在第二接地層74的頂部。連接件48 (與第一實施例的連接件44相對應)具有電連接於第二接地層74 的端部485。該電介質層57示作在端部485周圍具有切ロ。可省略該切ロ，且電介質層57可在端部485上延伸。圖25中示出組裝過程的下ー階段。使又ー電介質層58與電介質層50的主表面502接觸，使得該又ー電介質層覆蓋加熱元件501和區域溫度傳感器507。結果示於圖26中。在圖26中，加熱墊3的所有部件以及連接件45、46、47、48的嵌入端部都就位並準備好
層疊在一起。將熱量和壓カ施加於圖26所示的部件堆疊，以產生圖27所示的加熱墊3的一體層疊件。所有的電介質層50、55、56、57、58都由相同的或兼容的高溫工程熱塑性材料(根據第一實施例中的材料)，且由此在層疊過程中熔化在一起。在需要的情形下，熱塑性材料流過多孔接地層73、74，並且流過多孔加熱元件501和多孔溫度傳感器507。由於熱塑性材料在圖26所示堆疊部件之間界面處融合或熔化在一起，因而界面基本上消失，由此在完工產品(第二實施例的加熱墊3)中實際上並不存在界面中斷。中斷是不希望的，因為它們成為出現裂紋開裂的部位，而這些部位是具有潛在的結構或疲勞缺點的部位。從完工產品(層疊加熱墊3)中基本上消除中斷會生產出更耐用的加熱墊。然後，如圖28所示，第二實施例(圖27)的加熱墊使其前表面31粘合地粘結於防蝕層14的後表面142。連接件45、46、47、48共同形成連接件束4，該連接件束用於將加熱墊3電連接於電源和控制電子単元6。在該第二實施例中，兩個接地層(接地層73、74)相對於加熱元件501和溫度傳感器507具有與第一實施例的兩個接地層(接地層71、72)相比不同的位置。在該第二實施例中，加熱元件501和溫度傳感器507並不夾在兩個接地層73、74之間。反而，這兩個接地層73、74定位在加熱元件501和溫度傳感器507遠離防蝕層14的ー側上。換言之，加熱元件501和溫度傳感器507夾在(i)防蝕層14和(ii)兩個接地層73、74之間。與僅僅具有單個接地層的加熱器相比，第二實施例的兩個接地層73、74提供對於雷擊的改進防護，以免雷擊在加熱兀件501、溫度傳感器507以及從加熱兀件501和溫度傳感器507引出的連接件束4的嵌入端部中感應出過大電流。然而，此種防護沒有第一實施例的兩個接地層的構造所提供的防護有效，這是由於在第一實施例中，兩個接地層71、72夾有加熱元件501和溫度傳感器507，由此為加熱元件501和溫度傳感器507提供ー種類型的「同軸屏蔽」。圖29和30示出替代區域溫度傳感器。在圖29中，區域溫度傳感器507定位在與電介質層50分開的載體5019上。載體5019具有比電介質層50小的寬度和長度，但較佳地由與電介質層50相同的高溫工程熱塑性材料製成。替代地但非那麼期望，載體5019由與加熱墊3的電介質層50和其它部件兼容的高溫工程熱塑性材料製成，並且在層疊過程中，該載體會與加熱墊3的該電介質層和其它部件熔合。用於載體5019的當前較佳材料包括PPS、PEI、PEKK、PEEK以及PES。在這些材料中，PEKK和PEEK是尤其較佳的。圖29還示出溫度傳感器507如何可選地部分封裝在封裝層5020內，該封裝層5020由與載體5019相同的材料製成。在圖29的點劃線中示出封裝層5020。當封裝層5020定位在載體5019上時，該封裝層5020覆蓋傳感器頭部5010的所有部分和引導件5012的相鄰第一部分。 將區域溫度傳感器507火焰噴塗到載體5019的上部主表面50191上。溫度傳感器507的火焰噴塗致使溫度傳感器的第一和第二端子508、509定位在載體層5019的通孔5021周圍。然後，如圖30所示，載體5019定位在圖3所示的電介質層50上。此種定位使得載體5019的通孔5021與電介質層50的相關通孔505對準。用於生產加熱墊的製造過程的其它方面與參見圖3-19所描述的第一實施例或者參見圖20-28所描述的第二實施例相同。圖31是示出作為圖8所示連接件41的變型的連接件49。關於連接件49，該連接件49使用與圖8所示連接件41相同的電介質基底層411、主表面412、動カ軌道413、端子414以及端部415。不同之處在幹，圖31所示的連接件49附加地包括封裝層491，該封裝層由與電介質基底層411相同或兼容的高溫工程熱塑性材料製成。封裝層491停止在主表面412的位置492處，留下暴露的端子414和動カ軌道413的相鄰較短長度。連接件49可用於更換第一實施例的連接件41、43和44或者第二實施例的連接件45、46和48。選擇連接件49的位置492，使得封裝層491的端部493平接於但並不進入加熱墊3的層疊部件。當生產連接件49時，將熱量和壓カ施加於各層411、491，使得各層融合或熔化在一起以形成層疊結構。然而，由於封裝層491並不滲入加熱墊3的層疊部件，可將封裝層491的材料改變成例如噴塗的防護膜。由於封裝層491的材料不會滲入形成加熱墊3的部件堆疊，因而噴塗膜的材料性質尤其不會對加熱墊3的各部件層疊在一起造成影響。圖32示出又一替代連接件41A，該連接件大體與圖8所示的連接件41相同，除了金屬(例如，銅)塞件416附連(例如，通過熔焊或軟釺焊)於圖8所示的端子414，由此產生作為圖8所示連接件41變型的連接件41A。塞件416在圖32中示作具有圓形基部4161和圓形上部4162，該圓形上部具有比基部4162小的直徑。將上部4162的直徑較佳地設定為與圖3所示孔505的直徑相同。因此，在圖9所示的變型中，當連接件41A更換連接件41時，塞件416的上部4162將突入並便利地嵌套在電介質層50的相對應通孔505內部。圖33是加熱墊3以及電源和控制電子單元6之間的連接的示意圖。本發明的加熱墊可包含在飛行器中在飛行過程中易於形成冰的任何(例如，前向)表面中。例如，作為將加熱墊包含在機翼前緣中的替代包括將該加熱墊包含在安定翼或尾翼的前緣中，或者包含在發動機的進氣ロ處，或者包含在尾翼襟翼中以防止在襟翼展開時在襟翼上形成冰，或者包含在副翼中。在上述第一和第二實施例中，在將加熱墊3附連於防蝕層14之前，獨立地組裝該加熱墊，然後層疊該加熱墊。替代方案是從防蝕層14開始，然後將加熱墊的各部件以及連接件按序堆疊在防蝕層上。第一部件能粘結於防蝕層。然後，當各部件的完整堆疊已組裝到第一部件上時，可將熱量和壓カ施加於各部件和防蝕層，從而將加熱墊的各部件以及連接件在防蝕層上就地層置在一起。已描述了用於防冰系統的電熱式加熱墊3的第一和第二實施例，其中該加熱墊3是層疊加熱墊，並且包括電介質層50-58、加熱兀件501以及溫度傳感器507 ;姆個電介質 層50-58都包括熱塑性材料；溫度傳感器507包括沉積在包括熱塑性材料的基底50、5019上的噴塗金屬軌道5010、5012 ;基底50、5019層疊於電介質層的至少第一電介質層53、58 ；以及基底的熱塑性材料是(i)與第一電介質層的熱塑性材料相同，使得基底的熱塑性材料擴散或者融合入第一電介質層的熱塑性材料中，或者(ii)與第一電介質層的熱塑性材料兼容，使得基底的熱塑性材料能熔化至第一電介質層的熱塑性材料。還描述了一種製造加熱墊3的第一和第二實施例的方法，包括如下步驟提供多個電介質層50-58,姆個電介質層包括熱塑性材料；將溫度傳感器507的金屬軌道5010、5012火焰噴塗到基底50、5019的熱塑性材料上；形成包括電介質層50-58、加熱元件501以及基底50、5019的堆疊；以及將電介質層50-58和基底50、5019層疊在一起，使得基底的熱塑性材料(i )擴散或融合入或者(i i )熔化至電介質層51、53、55、58的相鄰電介質層或每個相鄰電介質層的熱塑性材料。
權利要求
1.一種用於防冰系統的電熱式加熱墊，其中 所述加熱墊是層疊加熱墊，並且包括若干電介質層、加熱元件以及溫度傳感器； 每個電介質層都包括熱塑性材料； 所述溫度傳感器包括沉積在包括熱塑性材料的基底上的噴塗金屬軌道； 所述基底層疊於所述電介質層的至少第一電介質層；以及 所述基底的熱塑性材料是(i)與所述第一電介質層的熱塑性材料相同，使得所述基底的熱塑性材料擴散或者融合入所述第一電介質層的熱塑性材料中，或者(i i)與所述第一電介質層的熱塑性材料兼容，使得所述基底的熱塑性材料能熔化至所述第一電介質層的熱塑性材料。
2.如權利要求I所述的電熱式加熱墊，其特徵在於，所述基底是所述電介質層中的第ニ電介質層。
3.如權利要求2所述的電熱式加熱墊，其特徵在於，所述溫度傳感器的噴塗金屬軌道是多孔的，且所述第一電介質層的熱塑性材料通過所述溫度傳感器的噴塗金屬軌道層疊至所述第二電介質層的熱塑性材料。
4.如權利要求2或3所述的電熱式加熱墊，其特徵在於，所述加熱元件包括沉積在所述第二電介質層上的噴塗金屬軌道。
5.如權利要求I所述的電熱式加熱墊，其特徵在於，所述基底是載體，所述載體所具有的主表面小於所述電介質層中的所述載體所層疊在其上的第二電介質層的主表面，且所述載體夾在所述第一和第二電介質層之間。
6.如權利要求5所述的電熱式加熱墊，其特徵在於，所述載體覆蓋所述第二電介質層的所述主表面的10%或更低。
7.如權利要求5或6所述的電熱式加熱墊，其特徵在於，所述溫度傳感器的噴塗金屬軌道是多孔的，且所述第一電介質層的熱塑性材料通過所述溫度傳感器的噴塗金屬軌道層疊至所述載體的熱塑性材料。
8.如權利要求5至7中任一項所述的電熱式加熱墊，其特徵在於，所述加熱元件包括沉積在所述第二電介質層的並不由所述載體所覆蓋的一部分上的噴塗金屬軌道。
9.如前述權利要求中任一項所述的電熱式加熱墊，其特徵在於，所述溫度傳感器的噴塗金屬軌道包括傳感器頭部，且所述傳感器頭部的金屬是鎳或鎳合金。
10.如權利要求9所述的電熱式加熱墊，其特徵在幹，所述傳感器頭部在所述溫度傳感器的噴塗金屬軌道的中間位置之間延伸，且所述溫度傳感器的噴塗金屬軌道還包括引導件，所述引導件從所述中間位置延伸至所述噴塗金屬軌道的端部處的端子。
11.在權利要求9或10從屬於權利要求5至8中任一項時如權利要求9或10所述的電熱式加熱墊，其特徵在於，封裝層包括與所述載體的熱塑性材料相同的熱塑性材料，且封裝層層疊於所述載體並且覆蓋所述溫度傳感器的傳感器頭部。
12.如前述權利要求中任一項所述的電熱式加熱墊，其特徵在於，所述熱塑性材料或每種熱塑性材料包括PEEK、PEKK, PPS、PEI或PES或者它們的混合物。
13.如權利要求I至11中任一項所述的電熱式加熱墊，其特徵在於，所述熱塑性材料或者每種熱塑性材料包括PEEK、PEKK或者它們的混合物。
14.如前述權利要求中任一項所述的電熱式加熱墊，其特徵在於，所述基底的熱塑性材料與所述電介質層的熱塑性材料相同。
15.—種電熱式加熱器,所述電熱式加熱器包括如前述權利要求中任一項所述的加熱墊以及至少ー個連接件，所述連接件具有第一端和第二端，所述第一端電連接於所述加熱元件，而所述第二端遠離所述加熱墊延伸，用以連接於加熱器控制單元。
16.—種電熱式防冰系統,所述電熱式防冰系統包括如權利要求15所述的電熱式加熱器以及加熱器控制単元，且所述連接件或每個連接件的第二端連接於所述加熱器控制單J Li ο
17.ー種防冰設備，所述防冰設備包括外部表層和如權利要求15所述的電熱式加熱器，其中所述加熱墊與所述外部表層的後表面熱接觸。
18.一種機頭蒙皮，所述機頭蒙皮包括防蝕件和如權利要求15所述的電熱式加熱器，其中所述加熱墊粘結於所述防蝕件的後表面。
19.ー種機翼縫翼，所述機翼縫翼包括後部段和前部段，所述前部段包括如權利要求18所述的機頭蒙皮。
20.如權利要求19所述的機翼縫翼，其特徵在於，所述機頭蒙皮可從所述後部段拆卸。
21.一種製造電熱式加熱墊的方法，包括如下步驟 提供多個電介質層，每個電介質層包括熱塑性材料； 將溫度傳感器的金屬軌道火焰噴塗到基底的熱塑性材料上； 形成包括所述電介質層、加熱元件以及所述基底的堆疊；以及 將所述電介質層和所述基底層疊在一起，使得所述基底的熱塑性材料(i )擴散或融合入或者(i i )熔化至所述電介質層中的相鄰電介質層或每個相鄰電介質層的熱塑性材料。
22.如權利要求21所述的方法，其特徵在於，所述基底是所述電介質層中的第一電介質層，且所述方法還包括將所述加熱元件火焰噴塗到所述第一電介質層上的步驟。
23.如權利要求21所述的方法，其特徵在於，所述基底是載體，所述載體所具有的主表面小於所述電介質層中的在層疊步驟過程中所述載體所層疊在其上的第一電介質層的主表面，且在堆疊形成步驟中，所述載體夾在所述電介質層中的所述第一電介質層和第二電介質層之間。
24.如權利要求23所述的方法，其特徵在幹，還包括將所述加熱元件火焰噴塗到所述第一電介質層中並未由所述載體所覆蓋的一部分上的步驟。
25.如權利要求21至24中任一項所述的方法，其特徵在於，所述熱塑性材料或每種熱塑性材料包括PEEK、PEKK, PPS、PEI或PES或者它們的混合物。
26.如權利要求21至24中任一項所述的方法，其特徵在於，所述熱塑性材料或者每種熱塑性材料包括PEEK、PEKK或者它們的混合物。
27.如權利要求21至26中任一項所述的方法，其特徵在於，所述基底的熱塑性材料與所述電介質層的熱塑性材料相同。
28.—種電熱式加熱墊，所述電熱式加熱墊基本上在本文中參見或者參照附圖進行描述並且在附圖中示出。
29.—種基本上如本文中參照附圖描述的製造電熱式加熱墊的方法。
全文摘要
提供一種用於飛行器(1)之類的防冰系統的電熱式加熱墊(3)。該加熱墊(3)是層疊加熱墊，並且包括電介質層(50-58)、加熱元件(501)以及溫度傳感器(507)。每個電介質層(50-58)都包括熱塑性材料，而溫度傳感器(507)包括沉積在包括熱塑性材料的基底(50、5019)上的噴塗金屬軌道(5010、5012)。基底可以是其中一個電介質層(50)或者小於電介質層(50-58)的單獨的載體(5019)。基底(50、5019)層疊於至少電介質層的第一電介質層(53、58)，且基底的熱塑性材料是(i)與第一電介質層的熱塑性材料相同，使得基底的熱塑性材料擴散或者融合入第一電介質層的熱塑性材料中，或者(ii)與第一電介質層的熱塑性材料兼容，使得基底的熱塑性材料能熔化至第一電介質層的熱塑性材料。因此，基本上防止或最小化基底(50、5019)和第一電介質層(53、58)之間界面處產生不希望的中斷。
文檔編號H05B3/36GK102822056SQ201180015195
公開日2012年12月12日 申請日期2011年1月31日 優先權日2010年1月29日
發明者S·M·劉易斯, N·J·溫特, P·英格利希 申請人:吉凱恩航空服務有限公司