CN101855137B - 复合结构的防雷方法和装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种防雷的方法和装置。在一个有利实施例中，一种方法在飞行器的复合表面上形成防雷系统。绝缘涂层在复合表面上形成，其中绝缘涂层覆盖暴露在复合表面上的金属特征部件。金属增粘剂按一定图案施加在绝缘涂层上，以及包括接地特征部件的复合表面的附加区域上，从而形成金属增粘剂层。金属涂层在金属增粘剂层上形成，从而建立从包括金属特征部件的区域到接地特征部件的通道。

Description

复合结构的防雷方法和装置

技术领域

本公开一般涉及飞行器并特别涉及减少飞行器中组件上的电磁效应。更特别地，本公开涉及减少雷击对含有复合材料和金属组件的飞行器结构的电磁效应的方法和装置。

背景技术

复合材料在飞行器设计和制造中所占的百分比越来越大。一些飞行器可具有多于50％的由复合材料制成的主要结构。飞行器中使用复合材料来减重。减重改善了性能特征，例如有效载荷能力和燃油效率。此外，复合材料为飞行器中的各种组件提供更长的使用寿命。复合材料是由两种或更多不同的组件结合而成的坚硬、重量轻的材料。例如，复合材料可以包括纤维和树脂。纤维和树脂结合并固化从而形成复合材料。

进一步地，通过使用复合材料，飞行器的部分(portions)可以由更大的零件或部件制造。例如，飞行器的机身可以由柱状部件制造，柱状部件拼接在一起形成飞行器的机身。其它例子包括但不限于联结而形成机翼的机翼部件或联结而形成安定面的安定面部件。

特别地，碳纤维增强塑料(CFRP)材料是复合材料逐渐取代传统铝结构用于商业飞行器中的结构组件的例子。使用这些类型的复合材料是因为它们相比铝提供了更高的强度重量比。

雷击经常发生在飞行器靠近或穿越雷暴时。由于铝材料具有从雷击点(the point of attachment)高效地传导和分散雷击电流的能力，雷电击中铝制飞行器通常不会导致影响飞行器的飞行安全的损伤，但可留下烧灼斑。此外，飞行器上雷击进入和/或离开的点可在飞行器上产生凹坑或烧伤。特别地，雷击电弧可在使用紧固件使飞行器的不同结构组件结合在一起的结构中的紧固件和孔之间产生。这种电弧可导致表面缺损，该表面缺损也称作“蚀损斑”。

然而，碳纤维的电阻率比铝高近2000倍，并且存在于绝缘聚合物基体(matrix)中。因此，紧固件所在的飞行器蒙皮上，暴露表面的损伤和可能的火花的总量可以比铝制蒙皮更高。

相比铝结构，飞行器上未受保护的碳纤维增强塑料材料的损伤经常是更严重的。雷击导致的温度可加热导热性低于金属的碳纤维。如果这些材料中纤维的温度超过周围基体的热解温度，树脂将会由固体转化为受热的气体。该增压气体可导致复合蒙皮结构的分层、刺穿，并可能导致从紧固件接口和碳纤维增强塑料联结处抛出热微粒或火花。

这些类型的情况目前通过多种根据适航性和经济的结构修理的需要减少雷击损伤和降低燃料点火可能性的机制来避免。雷击损伤可导致复合材料内板层的刺穿或分层。

防雷系统用于避免雷击效应，而不影响飞行安全。这些类型的系统保证在闪电从飞行器上的进入点移动到离开点时燃料箱内燃料联接器(couplings)与液压联接器上的结构联结处不产生火花。

目前许多技术可用来保护飞行器上的这些类型的复合材料。提供某些技术以转移来自雷击点的闪电电流从而降低电流密度。在这些技术中，一类系统涉及使用共固化于复合蒙皮接合处(layup)中的铜网格，而另一类涉及使用涂在紧固件上的导电贴花(appliqué)或贴花纸(decals)。

铜网格防雷系统在紧固区域将铜箔并入到复合压板中。该类技术中，铜箔是在固化之前加到复合蒙皮的部分接合处中。铜箔接触所选的紧固件从而允许电流在紧固件之间分布并减少可能进入紧固件的电流。

相似地，导电贴花或贴花纸被设计用来转移雷电使其远离蒙皮紧固件，阻止内部电弧和火花从而最小化对碳纤维增强塑料蒙皮和子结构的损伤。这类系统在紧固件安装后使用压敏粘着剂将绝缘层带和导电层带施加于固化的复合蒙皮。在这类系统中，绝缘层带具有布置在蒙皮表面上的粘性衬背(backing)。因此，不同的导电层带可以布置在蒙皮的绝缘层上和其它区域。这些导电层带在带的背面也具有粘性衬背。

尽管这些系统提供了保护，但是仍然需要改善可靠性、工艺性和减重。

发明内容

不同的有利实施例提供用于防雷的方法和装置。在一个有利实施例中，一种方法在复合结构例如飞行器的表面上形成防雷系统。绝缘涂层在复合表面上形成，其中绝缘涂层覆盖暴露在复合表面上的金属特征部件(feature)。金属增粘剂以一定图案施加在绝缘层上和复合表面的附加区域之上，从而形成金属增粘剂层。金属涂层在金属增粘剂层上和接地特征部件之上形成，从而建立从包括金属特征部件的区域到接地特征部件的通道。

在另一有利实施例中，使用一种方法形成防雷结构。绝缘层在受保护金属特征部件之上的复合组件的表面上形成。形成具有图案的连续导电层，所述图案覆盖受保护的金属特征部件之上的绝缘层的一部分，并覆盖接地特征部件。

在另一有利实施例中，防雷系统包含绝缘涂层和导电涂层。绝缘涂层施加在复合组件的一部分表面并覆盖暴露在该表面中的金属特征部件。导电涂层电气连接到接地特征部件并覆盖包围金属特征部件的区域中的绝缘涂层，该金属特征部件被绝缘涂层覆盖。

特征、功能、优点可以在本公开的各种实施例中独立实现，或可以结合到其它实施例中，其中进一步的细节可通过参考以下描述和附图看出。

附图说明

有利实施例的被认为特有的新颖特征在所附权利要求中阐述。然而，有利实施例和优选使用模式，其进一步的目标和优点将通过参考以下本公开的有利实施例的详细描述，在结合附图阅读时得到最佳理解，其中：

图1是图解说明其中可以实施有利实施例的飞行器制造和维护顺序的图示；

图2是根据有利实施例的飞行器的图示；

图3是图解说明根据有利实施例用来形成防雷系统的组件的框图；

图4是图解说明根据有利实施例位于金属特征部件之上的防雷系统一部分的剖面的框图；

图5是图解说明根据有利实施例位于接地特征部件之上的防雷系统另一部分的剖面的框图；

图6是根据有利实施例的防雷系统的剖面图；

图7是根据有利实施例形成防雷系统的过程的高级流程图；并且

图8是根据有利实施例在飞行器上形成防雷系统的过程的详细流程图。

具体实施方式

更具体地参考附图，本公开的实施例可以在如图1所示的飞行器制造和维护序列100和如图2所示的飞行器200的背景中描述。首先参考图1，根据有利实施例描述的图示图解说明飞行器制造和维护序列。在生产前期间，示范性的飞行器制造和维护方法100可包括图2中飞行器200的技术规格和设计102以及材料采购104。在生产期间，发生图2中飞行器200的组件和子部件制造106与系统集成108。此后，图2的飞行器200经过认证和交付110而投入使用112。在由客户使用期间，为图2的飞行器200制定常规维修和维护114计划，其中包括改进、重配置(reconfiguration)、翻新和其它维修或维护。

飞行器制造和维护方法100的每个过程可由系统集成商、第三方和/或操作员执行或完成。在这些例子中，操作员可以是客户。为了本说明书的目的，系统集成商可以无限制地包括任意数量的飞行器制造商和主系统分包商；第三方可以无限制地包括任意数量的销售商、分包商和供应商；并且操作员可以是航空公司、出租公司、军事实体和服务机构，等等。

现在参考图2，描述其中可实施有利实施例的飞行器图示。在该例子中，飞行器200通过图1的飞行器制造和维护方法100来生产，并可包括具有多个系统204和内部206的机身202。系统204的例子包括推进系统208、电气系统210、液压系统212和环境系统214中的一个或更多。在这些例子中，飞行器200也包括复合蒙皮216形式的外部，该复合蒙皮216附着于机身202。还可以包括任意数量的其它系统。虽然示出的是航空方面的例子，但不同的有利实施例可以应用于其它行业，例如汽车业。

在这里体现的装置和方法可以在图1的飞行器制造和维护方法100的任何一个或更多阶段中采用。例如在图1的组件和部件制造106中生产的组件或部件，可以由类似于飞行器200在图1的投入使用112期间生产组件或部件的方式来装配或制造。而且，例如但不限于通过显著加快飞行器200的组装或降低飞行器200的成本，一个或更多的装置实施例、方法实施例或其结合可以在生产阶段运用，例如图1的组件和部件制造106和图1的系统集成108。相似地，一个或更多的装置实施例、方法实施例或其结合可在飞行器200处于图1的投入使用112期间或处于图1的维修和维护114期间应用。

作为特殊的例子，不同的有利实施例可在图1的组件和部件制造106和/或图1的系统集成108期间实施，从而在复合蒙皮216上为飞行器200安装防雷系统。作为另一个例子，也可以采用不同的有利实施例在图1的维修和维护114期间修理或置换复合蒙皮216上的防雷系统。

不同的有利实施例认识到目前可用的防雷系统就实际使用来说具有大量缺点。铜网格系统在复合蒙皮，例如飞行器200的复合蒙皮216的制造期间实施。此外，该类技术目前存在制造和返工问题。一些问题可包括，例如接合和固化过程期间的铜箔起皱，燃料箱中源自后续紧固件安装的钻孔操作的铜污染，以及缺少从制造期间或雷击后产生的缺损状态完全恢复性能的实用返工方法。

有利实施例也认识到贴花纸或贴花带方法在机翼的复合蒙皮216中集成导电表面保护层所需的重量方面有缺点。不同的有利实施例认识到该类防雷系统开始使用预成型带，这些施加到或置于复合蒙皮216上从而提供导电通道用于转移雷击电流。不同的有利实施例也认识到为实施该类系统，层的厚度经常大于防雷功能所需的厚度，因此导致对系统不必要的重量障碍。在该类系统中可能使用边缘密封剂，从而阻止由于贴花纸边缘的尖锐过渡导致的涂料裂开。此外，环境影响和重喷漆要求可能导致贴花纸或贴花系统需要周期性替换。

不同的有利实施例认识到目前可用的在飞行器的复合表面，例如复合蒙皮216上建立防雷系统或结构的技术难以实施和/或保持。进一步地，不同的有利实施例也认识到一些目前用于防雷的系统并不容易促进飞行器减重。不同的有利实施例还认识到这些不同的技术也可能需要在飞行器的寿命和维修期间重复应用。

不同的有利实施例提供在飞行器上形成或安装防雷系统的方法和装置。特别地，不同的有利实施例为复合结构防雷系统提供多层图案化的无缝涂层。通过在金属特征部件之上的复合组件的表面上形成绝缘层，防雷系统可安装或形成在复合组件，例如复合蒙皮216的表面上。也形成具有图案的连续导电层，该图案覆盖金属表面之上绝缘层的一部分，并覆盖接地特征部件。

现在参考图3，描述根据有利实施例图解说明用来形成防雷系统的组件的框图。在该例子中，涂层系统300使用绝缘体302、增粘剂304和金属306来形成防雷系统310。防雷系统310可以在紧固件应用或安装后形成。防雷系统310保护复合蒙皮312和子结构314免受由雷击导致的可能影响飞行安全的损伤。防雷系统310将来自电磁效应，例如雷击的电流引导到接地特征部件316。

在这些例子中，涂层系统300可包括一个或更多用于在复合蒙皮312上形成多个涂层从而建立防雷系统310的机器或工具。在不同的例子中，涂层系统300可含有计算机控制的工具308。这些工具可以被编程从而在复合蒙皮312上形成图案精确的涂层。

形成不同涂层的方式可以变化，这取决于特定的实施例或例子。不同类型的工艺或技术被用于为防雷系统310形成层，然而，不包括使用手工布置预成型金属和绝缘层在飞行器上，这些层的背面具有粘合剂，如目前在一些技术中采用的。例如，增粘剂层可使用标准液体涂料工艺喷涂或沉淀。然而，在不同的有利实施例中，可以利用任何用于在表面上形成聚合物层或硅烷层或涂层的工艺。

此外，涂层系统300不需要将形成防雷系统310作为建立复合蒙皮312的过程的一部分。通过避免可能发生的各种制造问题和维修问题，例如制造缺陷的返工或在役损伤的结构修理，该类特征部件提供优于将防雷系统和复合蒙皮312集成的当前系统的优点。

此外，涂层系统300允许建立在不同的位置具有不同厚度的层或涂层。因此，不同的层可以逐渐变薄从而避免可能导致已完工飞行器上的涂料破裂的尖锐边缘。因此，没有必要使用附加处理，例如对防雷系统310的边缘使用边缘密封剂。

涂层系统300可以是聚合物涂层，其具有在复合蒙皮312之上充当绝缘层的足够特性，从而使可能存在于导电层中的雷击电流与金属的表面特征部件绝缘。绝缘体的这些特性可以是例如所选的绝缘量。需要的绝缘量可以根据要求绝缘体承受的电流量来变化。绝缘涂层可以依靠其化学性质和应用表面的复杂性施加，例如但不限于通过手工或自动喷涂、遮蔽涂覆或刷涂。

例如，可以使用化学沉淀、热喷涂和标准液体涂敷工艺来喷涂或沉淀绝缘层。当然，这些例子仅举例说明了一些可用于形成聚合物涂层的技术。在不同的有利实施例中任何用于在表面形成聚合物层或聚合物涂层的工艺都是可以采用的。

涂层系统300使用来自增粘剂304的增粘剂从而在导电层形成区域之上按一定图案形成增粘剂层。然后涂层系统300使用金属306从而在形成增粘剂层的所在区域之上按一定图案形成导电层。导电层提供了图案，该图案将来自雷击的电流引导到策略上位置远离飞行关键区域的特殊接地特征部件316。

涂层系统300可以应用金属306，使用大量不同的机制在防雷系统310中形成金属导电层。例如但不限于可以使用最新技术发展水平的热喷涂这样的工艺，例如双电弧丝(two-arc wire)喷涂，来喷涂或沉淀金属层。当然，可以使用任何不同的金属化工艺，例如化学沉淀、等离子工艺和高速氧燃料工艺。这些例子仅是一些可以用来形成金属涂层的技术。在不同的有利实施例中任何用于在表面上形成金属层或金属涂层的工艺都可以采用。

下面参考图4，根据有利实施例描述图解说明金属特征部件之上的防雷系统一部分的剖面的框图。在该例子中，防雷结构400含有金属层402、金属增粘剂层404和绝缘层406。这些层也称为“涂层”。在不同的有利实施例中，防雷结构400中的所有层都在复合组件的表面上形成。换句话说，层并不是以片状或带状提前形成，然后使用粘合剂或胶水而粘合或粘附到表面。不同的有利实施例并不使用预成型的、固化的带状物或片状物。相反地，不同的层直接在其它层上或表面上形成。该类工艺与出于表面保护目的、将材料的预成型层布置在或附在飞行器表面上的典型防雷机制相反。预成型材料在防雷设计中的使用也使接缝和拼接的存在成为必然，而接缝和拼接可破坏从雷击点到计划的接地特征部件之间的雷击电流。这些有利实施例提供改进的性能，其中雷击电流的破坏被消除或最小化。

在该例子中，防雷结构400位于复合组件上，例如在子结构410之上的复合组件408上。在该例子中，复合组件408是复合蒙皮。在该例子中，子结构410可以是例如加强杆、肋或其它框架结构。当然，在该例子中，子结构410可以是在复合组件408下方的任意子结构。

防雷结构400在复合组件408上以该结构覆盖金属特征部件412和414的方式形成。防雷结构400保护金属特征部件412和414免受雷击。在这些例子中，金属特征部件412和414可以是例如用于将复合结构408固定到子结构410的金属紧固件。特别地，绝缘层406充当绝缘体从而保护金属特征部件412和414免受雷击导致的电流或其它电磁效应。金属层402传导电流并被图案化从而将电流从金属特征部件412和414传导到接地特征部件。金属增粘剂层404被用来促使金属层402在形成时粘附或粘合到绝缘层406。在一些实施例中，如果绝缘层406采用了允许金属层402中的金属粘附或粘合到绝缘层406的材料，那么金属增粘剂层404可以是不必要的。

此外，涂料增粘剂层416可以施加于金属层402上。此后，可以施加涂料层418从而完成飞行器表面。涂料层418可包括底涂层和顶涂层。涂料层418是雷电结构400的保护性涂层的特殊例子。选择该保护性涂层从而保护雷电结构400免受环境影响。当然，在其它的有利实施例中可以使用其它类型的保护性涂层。

金属层402和绝缘层406可以以足以提供雷击保护的最低厚度形成，但和施加于飞行器表面的预成型带相比减轻了重量。

在这些例子中，绝缘层406可具有大约0.005英寸的厚度。在不同的说明性例子中，根据特定的实施位置，厚度可以在大约0.001英寸到大约0.010英寸之间变化。例如在防雷结构的边缘402和422，绝缘层406可以较薄。层变薄可以提供阻止涂料层418破裂的逐渐变薄的层。在该例子中，金属增粘剂层404可以具有大约0.0015英寸的厚度。该层可以根据所使用增粘剂和金属的类型改变厚度。金属增粘剂层404的厚度可以在大约0.0003英寸到大约0.003英寸之间变化。

根据所使用金属的类型，金属层402可以具有多种厚度。金属层402的厚度可以在大约0.0005英寸到大约0.005英寸之间变化。金属层402可以使用不同类型的材料来实施。例如可以使用铝、铜、不锈钢、钛和因瓦合金。因瓦合金是特殊配方的具有低膨胀系数的镍铁合金。实际采用的厚度可以取决于设计的导电层要承载的电流量。

可以使用不同的材料来形成绝缘层406。一些例子包括例如填充了玻璃和其它成分的环氧树脂底漆。可以使用的绝缘体的其它例子可以包括聚氨酯(polyurethane)、丙烯酸树脂(acrylics)、陶瓷聚合物(ceramicpolymers)甚至复合材料。在大多数情况下，采用具有同种组成的绝缘体。

可以使用多种材料来形成金属增粘剂层404，例如环氧树脂或聚氨酯。这些成分可以包括，例如玻璃微珠(microspheres)和金属氧化物。实例产品是由Huntsman International公司供应的Epocast 89537AB。绝缘层406被设计成在其形成时具有高电阻值。

下面参考图5，根据有利实施例描述图解说明防雷系统在接地特征部件之上的另一部分的剖面的框图。该例子中，防雷系统400的另一部分得到说明。在该描述图中，从图4示出的视图引导到该视图的金属层402提供从图4中的金属特征部件412和414到接地特征部件500的通道。在该例子中，示出的防雷结构400的一部分位于接地特征部件500之上。在该示出剖面中的防雷结构400不包括如图4中所示的绝缘层406。

这些例子中，绝缘层406存在于含有金属特征部件的区域之上或周围。金属层402延伸到接地特征部件500之上从而提供到接地特征部件的通道。在该部分中，由于不存在电流可能流过其中的金属特征部件，因此绝缘层406不是必需的。相反地，这些例子中可能存在的任何金属特征部件都是接地特征部件的一部分。

现在参考图6，根据有利实施例示出防雷系统的剖面图。在该例子中，防雷系统600包括金属层602、金属增粘剂层604和绝缘层606。防雷系统600在复合蒙皮608上形成，并且复合蒙皮608附着于剪切带(shear tie)610。

保护性涂层609在所有结构之上形成。在这些例子中，保护性涂层609是涂料，并可包括底涂层和顶涂层。剪切带610是可以由金属合金或低导电性材料系统例如图4的子结构410中的碳纤维增强塑料制成的子结构的例子。复合蒙皮408使用紧固件612和614连接到剪切带610，其中紧固件612和614是金属特征部件的例子，如图4中的金属特征部件412和414。

在该例子中，紧固件616和接地带618形成接地特征部件，例如图5中的接地特征部件500。区段620与图4中所说明的剖面相似，而区段622和图5中所说明的剖面相似。可以看出，不同层的厚度可以在防雷系统600的不同部分变化。可以看出，绝缘层606在区段624和626逐渐变薄。以相似方式，金属层602和金属增粘剂层604也在区段624和628逐渐变薄。

此外，图7和以上其它附图中描述的防雷系统甚至可以在没有金属特征部件的区域采用。该类系统可以用来最小化雷击的影响并减少或消除雷击造成的局部损伤。该类特征部件对于保护其中组件例如燃料箱或其它设备设置于飞行器蒙皮下方的飞行器的区域特别有用。这些类型的组件可以是飞行器子结构的一部分。进一步地，不同的有利实施例可以用来保护金属特征部件，例如紧固件所在区域中的复合结构。

现在参考图7，根据有利实施例示出形成雷击系统的过程的高级流程图。该过程始于在金属特征部件之上的复合组件的表面上形成绝缘层(操作700)。在该例子中，复合组件可以是飞行器的蒙皮。金属特征部件可能为用来将蒙皮固定到飞行器上的紧固件的形式。更特别地，紧固件可以将飞行器的蒙皮固定到依次连接到飞行器其它结构框架的剪切带或梁上。

然后，形成具有图案的连续导电层(操作702)，该图案覆盖金属特征部件之上的绝缘层的一部分并覆盖接地特征部件，之后过程结束。在这些例子中，连续导电层从金属特征部件之上的区域到接地特征部件是连续的。这样，如果电磁效应，例如雷击在金属特征部件所在位置上或附近发生，就形成电流将要经过的通道。

现在参考图8，根据有利实施例示出在飞行器上形成防雷系统的过程的详细流程图。该流程图描述了为复合防雷系统建立多层图案化涂层的过程。

该过程始于清洁复合组件的表面(操作800)。复合组件可以是任意组件，例如飞行器蒙皮。当然，该过程可以应用于需要防雷的任意复合组件。在这些例子中可以使用溶剂或碱性清洗溶液来清洁表面。执行表面清洁从而为形成在表面上的防雷系统的不同层提供合适的表面。

此后，该过程可选地遮蔽表面(操作802)。因为在一些情况下计算机控制工艺可以在不需要遮蔽的情况下精确地以需要的图案沉淀不同的层，所以该遮蔽是可选的。然后该过程形成绝缘层(操作804)。可以使用上面所述的各种工艺来形成绝缘层。任何用于在复合组件的表面上形成层的工艺都可以采用。接下来，施加金属增粘剂从而产生金属增粘剂层(操作806)。在这些例子中，形成金属增粘剂层从而促进金属层的形成。换句话说，该层用于帮助或辅助保证金属粘附到下面的材料。当然，如果该过程和/或所使用的绝缘层允许金属在绝缘体上直接粘附或形成，那么金属增粘剂层就不是必需的。此后，施加金属从而形成金属层(操作808)。与绝缘层一样，在操作808中金属层可以使用在另一层的表面上建立金属层的多种技术来形成，例如在金属增粘剂层的表面上建立金属层。

然后可以磨光金属层(操作810)。该操作是可选的，不仅取决于特殊需要，也取决于金属的类型和金属在表面形成所采用的方式。接下来，该过程清洁金属层(操作812)。执行该清洁从而准备金属层以便施加促进剂用于以后复合组件涂漆。

该过程施加涂料增粘剂(操作814)。在这些例子中，该涂料增粘剂可以是例如市场上能够买到的产品溶胶-凝胶。溶胶-凝胶可以是由反应性金属配位体(reactive metal ligands)的无机网络构成的涂层，例如来自AC Products公司的AC-131。在其它例子中，可以使用暴露的涂层上的其它无机网络形成配方来施加涂料增粘剂。该过程施加底涂层和/或顶涂层(操作816)，此后过程结束。这些不同的材料形成保护性涂层。操作816中，底涂层和顶涂层提供了涂敷方案从而保护飞行器表面免受多种环境效应的影响。

此外，图8中图解说明的过程不但可以应用于新的组件，而且可以应用于执行修理。在执行修理时，使用不同的操作来修理由于例如在组件表面上的雷击或环境磨损和撕裂这样的事件而导致发生损伤的区域。在这些例子中，有利实施例的不同过程可以由计算机控制的工具执行。同样，在一些情况下，一些操作可以手工执行。例如，在形成不同层时，如果操作员控制用于在飞行器上施加或形成不同层的工具，那么利用操作802。在其它说明性实施例中，可以涂敷不同的材料从而形成层。

因此，不同的有利实施例提供用来形成防雷系统的方法和装置。绝缘层在金属特征部件之上的复合组件的表面上形成。具有覆盖在金属特征部件之上的绝缘层一部分并覆盖接地特征部件的图案的连续导电层形成。

在这些例子中，这些层可以以和目前系统相比更高的精确度以及更薄的厚度形成，目前系统中绝缘带和导电层布置在飞行器表面上。

此外，不同的有利实施例可以应用于防雷系统的新的安装和修理。不同的有利实施例不需要为布置在飞行器上而切割或预成型带或薄板。此外，借助不同的有利实施例，绝缘体的连续层和连接器的连续层可以在没有间隙的情况下形成，与带的布置相反。

为了说明和描述本发明，上面对不同的有利实施例进行了描述，而不意在是详尽的或限制于所公开形式的实施例。对于本领域普通技术人员来说很多改变和变化是显而易见的。尽管示出的实施例直接针对飞行器的防雷系统，但不同的有利实施例也可以应用于其它结构。例如，不同的有利实施例可以用在建筑、货车、卡车和船舶上。

此外，不同的有利实施例可以提供与其它有利实施例相比不同的优点。挑选和描述所选的实施例是为了最好地解释实施例的原理、实际应用并使其它的本领域普通技术人员能够理解本公开的具有多种改变的各种实施例适合于考虑的特定用途。

Claims (19)

1.一种用于在飞行器的复合表面上形成防雷系统的方法，该方法包含：

在所述复合表面上形成绝缘涂层，所述绝缘涂层是在所述绝缘涂层的形成期间生成在所述复合表面上的，其中所述绝缘涂层覆盖暴露在所述复合表面上的金属特征部件；

按一定图案将金属增粘剂施加于形成的所述绝缘涂层上以及所述复合表面的附加区域之上，包括在接地特征部件上，从而形成金属增粘剂层；以及

在施加的所述金属增粘剂层上形成金属涂层，所述金属涂层是在所述金属涂层的形成期间生成在所述金属增粘剂层上的，从而生成从包括所述金属特征部件的区域到所述接地特征部件的通道，当在所述金属增粘剂层上生成所述金属涂层时，所述金属增粘剂层促使所述金属涂层粘合到所述绝缘涂层。

2.根据权利要求1所述的方法，其中进一步包含：

施加涂料增粘剂到形成的所述金属涂层，从而形成涂料增粘剂层；以及

对所述涂料增粘剂层施加涂料，从而形成涂料层，所述涂料层是在所述涂料层的形成期间生成在所述涂料增粘剂层上的。

3.根据权利要求2所述的方法，其中进一步包含：

在施加所述涂料增粘剂之前清洁所述金属涂层的表面。

4.根据权利要求1所述的方法，其中所述复合表面在所述飞行器的机翼上。

5.根据权利要求1所述的方法，其中所述金属涂层使用直接金属化工艺形成。

6.根据权利要求1所述的方法，其中所述绝缘涂层由具有所选绝缘特性的涂层形成。

7.根据权利要求1所述的方法，其中所述金属增粘剂层包含填充有玻璃和金属氧化物的环氧树脂。

8.根据权利要求1所述的方法，其中所述金属涂层由导电材料形成。

9.一种用于形成防雷系统的方法，其包含：

在受保护金属特征部件之上的复合组件的表面上形成连续绝缘层，所述连续绝缘层是在所述连续绝缘层的形成期间生成在受保护金属特征部件之上的复合组件的表面上的；

按一定图案将金属增粘剂施加于形成的所述连续绝缘层上以及所述复合组件的表面的附加区域之上，包括在接地特征部件上，从而形成金属增粘剂层；以及

形成具有图案的连续导电层，所述图案覆盖在所述受保护金属特征部件之上的所述绝缘层的一部分，并覆盖接地特征部件，所述连续导电层是在所述连续导电层的形成期间生成在施加的所述金属增粘剂层上的，当在所述金属增粘剂层上生成所述连续导电层时，所述金属增粘剂层促使所述连续导电层粘合到所述连续绝缘层。

10.根据权利要求9所述的方法，其中所述复合组件是飞行器的蒙皮并且所述受保护金属特征部件是将所述蒙皮连接到所述飞行器的机身的金属紧固件。

11.根据权利要求9所述的方法，其中金属涂层使用从化学沉淀、动力喷涂工艺、等离子工艺和高速氧燃料工艺中所选择的一种工艺来形成。

12.根据权利要求9所述的方法，其中所述增粘剂包含填充有玻璃和金属氧化物的环氧树脂。

13.根据权利要求9所述的方法，其中所述绝缘层使用具有所选的绝缘特性的材料形成，以达到特定的绝缘水平。

14.根据权利要求9所述的方法，其中所述连续导电层使用从铝、铜、不锈钢、钛和因瓦合金中所选择的一种材料来形成。

15.根据权利要求9所述的方法，其中执行形成所述绝缘层和所述连续导电层的步骤，从而修理现有的防雷系统。

16.一种用于飞行器的防雷系统的装置，其包含：

施加到复合组件的表面的一部分并覆盖暴露在所述表面的金属特征部件的绝缘涂层，所述绝缘涂层是在所述绝缘涂层的施加期间生成在所述复合组件的表面的一部分上的；

按一定图案在所述绝缘涂层上以及所述复合组件的表面的附加部分之上、包括在接地特征部件上的金属增粘剂层；以及

电气连接到接地特征部件并覆盖在一区域中的所述绝缘涂层的导电涂层，该区域包含由所述绝缘涂层覆盖的金属特征部件，所述导电涂层是在所述导电涂层施加在所述金属增粘剂层上的期间生成在所述金属增粘剂层上的，当在所述金属增粘剂层上生成所述导电涂层时，所述金属增粘剂层促使所述导电涂层粘合到所述绝缘涂层。

17.根据权利要求16所述的装置，其中所述复合组件是飞行器的蒙皮并且所述金属特征部件是将所述蒙皮连接到子结构的紧固件。

18.根据权利要求16所述的装置，其中所述绝缘涂层由具有所选的绝缘特性的材料形成，以达到特定的绝缘水平。

19.根据权利要求16所述的装置，其中所述导电涂层由在铝、铜、不锈钢、钛和因瓦合金中所选择的一种材料来形成。

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