CN105460228A - 飞行器中使用的导电热塑性接地平面 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及飞行器中使用的导电热塑性接地平面。一种飞行器蒙皮面板，包括层压复合层和耦接至复合层的接地平面，其中，接地平面是导电弹性热塑性材料。

Description

飞行器中使用的导电热塑性接地平面
技术领域
本发明涉及用在金属或复合固化飞行器蒙皮的内部或外部上的接地平面以及其形成方法，并且更具体地，涉及有利于电连续性和弹性的导电热塑性接地平面。
背景技术
接地平面是用作天线的一部分以从其他天线单元反射无线电波的导电表面。接地平面可起到雷电保护的作用，和/或用作保护电子设备，尤其是敏感的电子设备(诸如，计算机)和通信设备免受电磁干扰的防护物。在飞行器工业中，电磁干扰可使飞行器仪器出现故障并会导致航行错误，甚至飞行器失联。在过去，飞行器的金属蒙皮用作接地平面。然而，至少一些已知飞行器将复合层压体用作蒙皮材料以减轻重量。在这样的情况下，层压蒙皮本身不再导电并且导电接地平面需要被集成在其中。
用于飞行器复合蒙皮的至少一些已知接地平面包括在复合材料内的嵌入结构材料，诸如，可能是重且易碎的非纺织纤维垫。此外，纤维垫可在相邻复合面板之间的制造接缝处引起电不连续性。将导电接地平面引入不导电复合蒙皮的另一已知方法是向蒙皮的表面涂覆喷涂导电材料，诸如，油漆。然而，这样的油漆易于损害和破碎，并在这样的损害出现的地方失去它们的连续导电性。
此外，开口钻通复合蒙皮以容纳紧固件时，嵌入结构材料和喷涂材料在钻有开口的地方失去它们的连续导电性。此外，在接地平面还用作飞行器的雷电保护的情况下，则在紧固件的位置处飞行器不再被雷电保护。此外，嵌入结构材料和喷涂材料都不能沿复合蒙皮弯曲和伸长并在不引起疲劳损坏的情况下返回到其静态结构位置。
因而，存在这样需要一种这样的材料，即，其在各个方向能够容易并明显伸展、在所有的弯曲的状态中都是高导电的、能够经受反复的拉伸而在屏蔽效果或材料性能方面没有劣化、是薄且重量轻的，且足够强韧以承受恶劣的航空航天环境，诸如，当飞行器在严寒环境内、在海拨高处、和/或其他飞行状态运行时遇到的环境。
发明内容
在一个方面中，提供了一种飞行器蒙皮面板。蒙皮面板包括层压复合层和耦接至复合层的接地平面，其中，接地平面是导电弹性热塑性材料。
在另一方面，提供了一种飞行器。飞行器包括可变形结构、耦接至可变结构的多个蒙皮面板、以及耦接至至少一个蒙皮面板的接地平面，其中，接地平面是导电热弹性塑性物。
在又一个方面中，提供了一种制造飞行器蒙皮的方法。方法包括形成层压复合层并由导电热塑性弹性体形成接地平面。然后将导电弹性热塑性接地平面耦接至复合层。
附图说明
图1是示例性飞行器制造和保养方法的流程图；
图2是示例性飞行器的框图；
图3是形成供图2所描述的飞行器使用的示例性导电热塑性接地平面的方法的示意图；
图4是耦接至飞行器(诸如，图2中所描述的飞行器)的可变形结构的飞行器蒙皮面板的截面图；
图5是耦接至飞行器(诸如，图2中所描述的飞行器)的可变形结构的飞行器蒙皮面板的另一个实施方式的截面图；
图6是示出向后拉的热塑性接地平面的一部分的图5中所示的飞行器蒙皮面板的透视截面图；以及
图7A和7B是示出拼接方法的图4和图5中所示的相邻飞行器蒙皮之间的制造接缝的透视截面图。
图8是导电热塑性材料的另一个实施方式的截面图。
具体实施方式
在本文中所描述的实施方式涉及供飞行器使用的多个复合蒙皮面板。更具体地，飞行器包括可变形结构，诸如，机翼或尾翼，以及耦接至可变形结构的多个蒙皮面板。在各种实施方式中，可用金属材料(诸如，铝)，复合材料，或金属和复合材料的组合制造蒙皮面板。在所示实施方式中，每个蒙皮面板至少包括层压复合层和耦接至复合层的接地平面，其中，接地平面是导电弹性热塑性材料。导电热塑性接地平面被配置为响应于由结构载荷、飞行载荷、热膨胀和热收缩、着陆操作和可使飞行器结构变形的其他类型的飞行器载荷引起的蒙皮面板、紧固件和结构接缝的对应变形而变形。因而，接地平面在保持其导电性且不易于疲劳损害的同时反复调节与耦接至可变形表面相关联的应力和张力。在操作中，导电热塑性接地平面最小化和/或消除诸如可由相邻蒙皮面板之间的间隙、紧固件和相邻蒙皮面板的导电性之间的差异引起的电表面不连续性。在一些实施方式中，导电热塑性接地平面可安装在飞行器的一部分上。可选地，导电热塑性接地平面可安装到整个外表面上，即，飞行器的金属或复合面上，从而提供覆盖飞行器外表面的不间断的电密封的包络面。因此，导电热塑性接地平面减小和/或消除安装于飞行器上的各种电子部件之间出现的电干扰并用作雷电保护装置。
参考图1，可以在飞行器制造和保养方法100的背景下并通过飞行器102(如图2所示)描述本公开的实施方式。在预生产过程中，可以使用包括规格(specification)和设计104的飞行器102的数据，在制造过程期间，可以采购与机身有关的其他材料(106)。在生产过程中，在飞行器102进入它的验证和交付过程112之前，进行飞行器102的部件和子配件制造108以及系统集成110。当成功满足和完成机身验证时，飞行器102可以投入使用114。当由用户使用时，飞行器102定期进行周期的、例行的以及计划的维护和保养116，例如，包括任何改造、重构和/或整修。在可替换的实施方式中，可以通过车辆而不是飞行器来实施制造和保养方法100。
与飞行器制造和/或保养100有关的各个部分和过程可以通过系统集成商(systemintegrator)、第三方、和/或运营商(例如用户)执行或者完成。为了该描述的目的，系统集成商可包括但不限于任意数量的飞行器制造商和主系统分包商；第三方可包括但不限于任意数量的承包商、分包商以及供应商；并且运营商可以是航空公司、租赁公司、军事企业、服务机构等。
如图2所示，通过方法100生产的飞行器102可以包括具有多个系统120的机身118并包括内舱122。高级系统120的实例包括推进系统124、电力系统126、液压系统128和/或环境系统130中的一个或多个。可以包括任意数量的其他系统。
本文中体现的装置和方法可以在方法100的任何一个或多个阶段过程中采用。例如，对应于部件生产过程108的部件或子配件可以类似于飞行器102在运行时所生产的部件或子配件的方式被生产或制造。此外，一个或多个装置实施方式、方法实施方式或其组合可以在生产阶段108和110过程中例如通过基本加快飞行器102的组装和/或降低飞行器102组装的成本来进行利用。类似地，一个或多个装置实施方式、方法实施方式或其组合可以在对飞行器102进行保养或维护时进行利用，例如，在计划的维护和保养116过程中。
如本文中使用的，所述术语“飞行器(aircraft)”可以包括，但不限于，飞机(airplane)、无人飞机(UAV)、滑翔机、直升机、和/或任何在空中行驶的其它对象。此外，在可替换的实施方式中，本文中描述的飞行器制造和保养方法可以在任何制造和/或保养操作中使用。
图3是示出形成可以用作飞行器102中的接地平面(如图2所示)的示例性导电热塑性材料200的方法的示意图。如上所述，飞行器102包括耐用、弹性、而且维持其导电连续性的接地平面是有益的。可由复合材料、金属材料、或复合材料和金属材料的组合制造飞行器。因而，在本文中描述了导电热塑性接地平面200。这些结构具有这样的性能，即，很高的表面导电性、射频(RF)反射率、电磁干扰屏蔽、以及很高程度的机械弹性。如图3所示，通过首先将第一热塑性弹性体202与第二热塑性弹性体204混合以形成合金热塑性弹性体(alloyedthermoplasticelastomer)206而形成导电热塑性材料200。通过在接近350°F(177℃)的温度下将第一热塑性弹性体202和第二热塑性弹性体204熔化在一起为完成混合。在示例性实施方式中，第一热塑性弹性体202是由Cleveland、OH的Lubrizol制造的Estane58881，而第二热塑性弹性体204是也由Cleveland,OH的Lubrizol制造的Estane58887。可替换地，第一热塑性弹性体202和第二热塑性弹性体204可以是任何已知的热塑性弹性体。通常，所选择的弹性体具有接近-40华氏度的相对较低的转变温度Tg以及可与复合材料的制造固化温度兼容的熔融温度。
在示例性实施方式中，由第一热塑性弹性体202和第二热塑性弹性体204的基本等额混合形成合金热塑性弹性体206。可由第一热塑性弹性体202和第二热塑性弹性体204的任意混合形成合金热塑性弹性体206。此外，可由任何数量的热塑性弹性体的任意组合形成合金热塑性弹性体206并且合金热塑性弹性体不仅限于由第一热塑性弹性体202和第二热塑性弹性体204来形成。如在本文中使用的，术语“弹性体”是指由高分子形成的并且由延伸度和在释放张力之后的快速复原表征的材料。
为了使合金热塑性弹性体206导电，将填充剂材料208与熔融的合金热塑性弹性体206混合。在示例性实施方式中，填充剂材料208包括在整个合金热塑性弹性体206中分布的多个包镍石墨片。可替换地，填充剂材料208可以是具有金属涂层的任何碳颗粒。通常，填充剂材料208可以包括具有促进如在本文中所描述的导电热塑性材料200的操作的导电涂层的任意颗粒。因而，导电性通常通过在用作基质材料的基本不导电热塑性聚合物中混合金属或含金属的颗粒(例如但不限于涂覆有石墨)或它们的组合来实现。为了使导电热塑性材料200导电，混合在其中的填充剂材料208的颗粒必须彼此接触或者它们之间的距离必须足够小以允许有效的电流在它们之间通过。
一旦填充剂材料208充分均匀分布在整个合金热塑性弹性体206中，将组合物挤压为要用作飞行器102中的接地平面的导电热塑性材料200的片。在一个示例性实施方式中，每片具有接近0.010英寸与0.020英寸之间的厚度。在示例性实施方式中，每片具有接近0.015英寸的额定厚度。可替换地，导电热塑性材料200的挤压片可具有有利于进行期望应用的导电热塑性材料200的操作的任意期望厚度。此外，可将填充剂材料208与合金热塑性弹性体206的组合挤压到模具中以便于注塑模制导电热塑性材料200以形成期望形状。因而，导电热塑性材料200的挤压片能够被形成为复杂的形状或者当通过加热形成和/或加热和真空形成导电热塑性材料200而被涂覆至具有超过具有片的悬垂性的复杂曲率的表面时，符合所期望的曲率。一旦导电热塑性片200冷却，其将保持期望的形状，但仍保持弹性和可变形。在其他实施方式中，导电热塑性片也可与各种类型的导电纤维制品层压或浸入各种类型的导电纤维制品中以增效方式进一步增强电性能。如在本文中使用的，纤维制品被定义为包含机织布或镀编织尼龙(platedwovennylon)或玻璃纤维布的导电材料的机织织物或随机纤维毡，以及碳的随机纸布或镀纤维。更具体地，导电热塑性片用来有效电连接或耦接纤维制品之间的接缝，不管纤维制品是否被拼接在一起或至少部分地重叠。
至少一些已知接地平面，诸如，上述嵌入式结构和喷涂材料也可包括分布在其中的填充剂材料。然而，这些材料内的填充剂材料在其中随机定向并且因此实质上要求比导电热塑性材料200更多的填充剂材料以实现期望级别的导电性。另外的填充剂材料可向接地平面增加重量和/或使接地平面更容易受到损坏。相反，导电热塑性材料200内的填充剂材料208的至少一些颗粒基本上以相同方向配向。更具体地，导电热塑性材料200内的填充剂材料208的至少一些颗粒基本上在导电热塑性材料200被挤出时的流动方向上被配向。在挤出过程中在导电热塑性材料200上施加的压力足以使具有大于一的纵横比(aspectratio)的填充剂材料208的颗粒基本配向。因而，填充剂材料208的配向提供了期望级别的导电热塑性材料200的导电性，同时使用比已知接地平面少的填充剂材料208。具有少的填充剂材料208的导电热塑性材料200有助于提供比已知接地平面更轻且更有弹性的导电热塑性材料200。
图4是供飞行器102(如图2所示)使用的热塑性接地平面306的示例性实施的耦接一部分可变形结构体302的飞行器蒙皮面板300的截面图。在示例性实施方式中，可变形结构体302是飞行器102的在飞行期间容易弯曲或变形的部分，诸如但不限于，飞行器102的机翼或尾翼的一部分。在示例性实施方式中，蒙皮面板300包括层压复合层304和导电弹性热塑性接地平面306使得复合层304耦接在结构体302与接地平面306之间。可替换地，接地平面306可耦接至需要导电并提供电磁干扰屏蔽的任何表面，尤其是在飞行期间趋向于弯曲或伸长的任何表面。此外，在示例性实施方式中，接地平面306用作蒙皮面板300的最外层使得在飞行器102飞行期间接地平面暴露于大气环境。可替换地，蒙皮面板300可以包括耦接至接地平面306的上表面的层。
接地平面306包括具有多个填充剂材料208的配向颗粒208的导电热塑性材料200。如上所述，为了使接地平面306导电，导电热塑性材料200的颗粒208必须彼此接触或者它们之间的距离必须足够小以允许在它们之间通过有效的电流。复合层304由多个织物片和注入织物片的树脂形成。在示例性实施方式中，蒙皮面板300的复合层304被耦接至可变形结构302，诸如，飞行器102的机翼或尾翼。可替换地，复合层304可耦接至飞行器102的在飞行期间容易变形(诸如，弯曲或扭曲)的任意部分。
在示例性实施方式中，接地平面306，并且更具体地，导电热塑性材料200是弹性的使得当可变形结构302，因此复合层304弯曲或变形时，接地平面306被配置为相应地变形并且然后返回至最初的未弯曲状态而没有遭受疲劳损坏。因而，接地平面306被配置为反复调节与耦接至可变形曲面(即，复合层304，)相关的张力和应力，同时保持其导电性而不易于疲劳损坏或明显增加飞行器102的重量。此外，接地平面306能够在接近-60°F至接近300°F(-51℃至149℃)之间的相对宽的工作温度范围内保持其弹性。所以尽管在飞行期间接地平面306暴露于寒冷的温度下，作为蒙皮面板300的最外面的层，接地平面306保持其弹性。
在示例性实施方式中，可使用各种方法将接地平面306耦接至复合层304。图4示出共固化方法和后固化方法的实例。在共固化方法中，一片导电热塑性材料200被堆叠在复合材料布的预浸渍片上。将热量和压力两者施加于导电热塑性材料200和织物片以固化所述片并形成将接地平面306用作顶层的复合层304。因而，接地平面306和复合层304至少部分地彼此集成为一体。当复合层304能够在接近导电热塑性材料200的熔点的温度下以便于将导电热塑性材料200与复合层304集成为一体时，所述共固化方法是理想的。此外，在共固化期间，导电热塑性材料200可填充在复合层304中形成的任何间隙并提供另外的支持结构。
图4也是使用后固化方法将接地平面306耦接至复合层304的实例。在后固化中，在将一片导电热塑性材料200堆叠在固化复合层304上之前完全固化复合层304。在添加导电热塑性材料200之后，包括固化的复合层304和一片导电热塑性材料200的叠层被固化在一起以形成具有至少部分地与接地平面306集成为一体的复合层304的蒙皮面板300。当固化复合层304的温度和压力要求在导电热塑性材料200的转变温度之外时可以使用后固化方法。例如，如果导电热塑性材料200的熔化温度是350°F(176°F)而复合层304需要600°F(315℃)的温度来适当地固化，然后优选的是，首先固化复合层304并且然后再加热至接近350°F以防止导电热塑性材料200熔化。接地平面306也可用来在组装过程的任何部分期间覆盖安装在飞行器上的部件上。例如，接地平面306可用以覆盖用于将飞行器的各个部分接合在一起的紧固件或在改造过程期间安装的部件。接地平面306也使得能够进行破裂标准部件的清洁器无损检查(cleanernon-destructiveinspection，NDI)，而无需处理或改造现有部分。因此，接地平面306可以在对各个部分执行NDI之前或之后安装在制造过程中的任一点。
图5是耦接至飞行器102(如图2所示)的可变形结构302的飞行器蒙皮面板350的另一个实施方式的截面图。用相同的参考标号示出与图4所示的部件基本相似的图5所示的部件。图5示出将接地平面306耦接至蒙皮面板350的复合层304的粘结(bonding)方法。在粘结方法中，粘合剂层352耦接在接地平面306与复合层304之间。在示例性实施方式中，粘合剂352先耦接至导电热塑性材料200并且然后耦接至复合层304。可替换地，粘合剂352可先耦接至复合层304并且然后耦接至导电热塑性材料200(耦接至复合层304)。如图6所示，所述粘结方法用在复合层304包括被配置为在其中接收紧固件356的开口354的情况下是理想的。图6示出形成接地平面306被剥离以露出开口354和紧固件356的一片导电热塑性材料200。为了清楚起见，在图6中未示出粘合层352和可变形结构302。在已形成开口354并将紧固件356插入其中之后，然后粘合剂352和接地平面306覆盖在复合蒙皮304上以覆盖开口354和紧固件356。因而，在开口354和紧固件356上粘结导电热塑性接地平面306提供了耦接至复合层304的连续导电性表面。在各种实施方式中，粘合剂包括例如热熔性粘合剂、橡胶胶水、环氧树脂、和/或溶剂粘合剂。此外，粘结方法可包括使用纤维制品以提供将被粘结的材料的厚度控制并提供将被耦接的部件之间的电连接(electricalconnection)，如果需要，提供对结构体的电连接(electricaltie)。
如上所述，在复合层304包括开口354和紧固件356的情况下，将接地平面306粘合剂粘结至复合层304是理想的。然而，当复合层304不包括开口354或紧固件356时，使用共固化和后固化耦接方法是理想的，因为形成在其中的开口可能引起接地平面306失去导电连续性。然而，如以下更详细地描述，开口354可用导电热塑性材料200修补并与接地平面306拼接在一起。与耦接方法无关，由具有填充剂材料208的导电热塑性材料200形成的接地平面306在复合层304顶上保持弹性，提供了用作电磁干扰屏蔽的连续导电性表面以及能够响应于304的变形反复拉长并变形并且然后返回到未拉长状态的雷电保护。
在示例性实施方式中，接地平面306能够与接地平面306的相邻部分拼接。在接地平面306共固化或后固化至复合层304的实施方式中，接地平面306可沿着在相邻蒙皮面板之间限定的工艺接缝与复合层304相邻的面板的接地平面306拼接。可替换地，在使用粘合剂352将接地平面粘结至复合蒙皮的实施方式中(如图5所示)，第一片导电热塑性接地平面306的端部拼接到接地平面306的相邻片的端部。但不论是哪种情况，将接地平面306的两个相邻片拼接在一起形成了单个连续的导电性表面，该表面不包括接地平面306的片之间的缝隙的接缝。图7A和图7B是在第一蒙皮面板402和第二蒙皮面板404之间限定的制造接缝400的透视截面图。第一和第二复合蒙皮面板402是耦接至飞行器102的可变形结构302的相邻蒙皮面板(如图2所示)。如图7A所示，第一面板402包括第一复合层406和包括第一边缘410的接地平面306的第一片408。第二面板404包括第二复合层412和包括第二边缘416的接地平面306的第二片414。在第一片408和第二片414的第一边缘410和第二边缘416之间定义了缝隙。
图7B示出在拼接之后的制造接缝400并且用虚线示出缝隙以表示其被消除。在示例性实施方式中，将第一边缘410和第二边缘416拼接到一起使得缝隙在蒙皮面板402和蒙皮面板404的第一复合层406和第二复合层412两者上形成接地平面306的单个连续片。在示例性实施方式中，使用热焊接、激光焊接、超声波焊接、以及化学溶剂焊接中至少一个实现拼接。可替换地，可使用将接地平面306的第一片408和第二片414熔合到一起的任意方法实现拼接，诸如，填充的热固性粘合剂具有基本上相同的导电填充量。因此，拼接既用来将复合层物理地粘结在一起又将所述层电粘结或耦接在一起。
在另一个实施方式中，由热塑性材料500制造的密封件可以形成在飞行器门(诸如，图8所示的飞行器门502)与飞行器蒙皮504之间。在操作中，热塑性材料500用作飞行器门502之间的密封件。门502可以是使乘客从飞行器进入或出去的乘客门、覆盖起落装置的门、进入载货间的门、或飞行器102上的任意其他门或舱口。
此外，热塑性材料500用作接地平面以将门502电耦接到飞行器蒙皮504。在所示的实施方式中，热塑性材料500被形成为包括两个分开的接地平面部分。第一接地平面部分510耦接或粘结至飞行器蒙皮504的表面。第二接地平面部分512耦接或粘结到门502使得门502的与蒙皮504直接接触的部分覆盖有接地平面部分512。可使用上述任何方法耦接或粘结接地平面部分510和512。
在操作中，导电热塑性接地平面500最小化和/或消除诸如可由门502与蒙皮504之间的间隙引起的电表面不连续性，并且因此减少和/或消除可能出现在门502与蒙皮504之间的电干扰同时用作雷电保护装置。应当清楚地了解，热塑性材料500结合粘结在飞行器的其他部分的热塑性材料工作以在飞行器外部上形成基本连续的电接地平面。
从上述情况，可以看出，已示出并描述了提供优于已知接地平面技术的几个优点的导电热塑性接地平面。使用将至少一个热塑性弹性体与填充剂材料混合并将混合物形成为片的简单方法制备在本文中所描述的接地平面。制造方法将弹性体内的填充剂材料配向，这使得对于与随机定向的填充剂材料相同程度的导电性，使用较小的填充剂材料。较少的填充剂材料减少了接地平面的重量和刚性。然后使用共固化、后固化、以及粘结中的一种附接方法将片配置为简单地施加于复合层压体。当其耦接至复合材料时，接地平面保持其弹性使得接地平面能够响应于复合材料的相应变形反复拉长并弯曲并返回至其未弯曲状态而不会遭受疲劳损坏。此外，接地平面的片可与相邻片或导电热塑性接地平面的碎片熔合使得沿着整个飞行器保持导电连续性以提供最佳电磁干扰屏蔽。
除了用作电磁干扰屏蔽以外，热塑性接地平面还用作雷电保护。热塑性接地平面的连续导电性提供了一个连续的导电表面，在该表面上由雷击所施加的电流被消散。热塑性接地平面用作雷击与非导电复合蒙皮之间的保护层。热塑性接地平面提供覆盖复合蒙皮面板与穿过复合蒙皮插入的紧固件之间的间隙的连续导电性表面，所述间隙通常允许电磁辐射的进入。因而，已描述了一种导电能热塑性接地平面，其够容易地并在各个方向上明显拉长、在所有弯曲状态中都是高导电的、能够承受反复伸长而屏蔽效果或材料性质不会劣化、薄且轻量并足够强韧以承受恶劣的飞行器环境。
虽然已相对于具有多个蒙皮面板的飞行器示出并描述了本发明的特定实施方式，将理解的是，本发明不限于此，因为本领域技术人员可具体根据上述教导进行修改。例如，在本文中所描述的接地平面可耦接至车辆、火车、和/或任何其他组件的内表面或外表面。因此，预期由以下权利要求来覆盖任何这样的修改并且在本发明的精神和范围内结合组成这些改进的必要特征的那些特征。
该书面说明使用实例以公开各种实施方式，包括最佳模式，并也使任意本领域技术人员实践各种实施方式，包括制造和使用任何装置或系统并执行任意结合方法。本公开的可专利的范围由权利要求限定，并且可包括由本领域中的技术人员想到的其他实例。如果它们具有与权利要求的字面语言不同的结构元件或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差异的等同结构元件，那么这样的其他实例旨在在权利要求的范围内。

Claims (20)

1.一种飞行器蒙皮面板，包括：
层压复合层；以及
接地平面，耦接至所述复合层，其中，所述接地平面是导电弹性热塑性材料。
2.根据权利要求1所述的飞行器蒙皮面板，其中，所述接地平面被配置为响应于所述复合层的相应变形而变形。
3.根据权利要求1所述的飞行器蒙皮面板，其中，所述接地平面包括填充剂材料，所述填充剂材料包括涂覆有导电材料的多个颗粒，所述多个颗粒在共同的方向上配向。
4.根据权利要求1所述的飞行器蒙皮面板，其中，所述热塑性材料包括至少一个合金热塑性弹性体。
5.根据权利要求1所述的飞行器蒙皮面板，其中，所述接地平面黏附地粘结至所述复合层。
6.根据权利要求1所述的飞行器蒙皮面板，其中，所述接地平面通过共固化和后固化之一与所述复合层形成为一体。
7.根据权利要求1所述的飞行器蒙皮面板，其中，所述接地平面被配置为提供电磁干扰屏蔽。
8.根据权利要求1所述的飞行器蒙皮面板，其中，所述接地平面是暴露于大气的最外层。
9.一种飞行器，包括：
可变形结构体；
多个蒙皮面板，耦接至所述可变形结构体；以及
接地平面，耦接至至少一个所述蒙皮面板，其中，所述接地平面是导电弹性热塑性材料。
10.根据权利要求9所述的飞行器，其中，所述接地平面被配置为响应于由所述可变形结构体的变形引起的所述蒙皮面板的相应变形而变形。
11.根据权利要求9所述的飞行器，进一步包括在所述蒙皮面板与所述接地平面之间耦接的粘合剂。
12.根据权利要求9所述的飞行器，其中，所述接地平面通过共固化和后固化之一与所述蒙皮面板形成为一体。
13.根据权利要求9所述的飞行器，其中，所述接地平面被配置为提供电磁干扰屏蔽。
14.根据权利要求9所述的飞行器，其中，所述多个蒙皮面板包括第一蒙皮面板和第二蒙皮面板，所述第一蒙皮面板包括第一接地平面，所述第二蒙皮面板包括第二接地平面，所述第一蒙皮面板定位为邻近于所述第二蒙皮面板，其中，所述第一接地平面和所述第二接地平面被配置为拼接在一起以形成覆盖所述第一蒙皮面板和所述第二蒙皮面板的单个连续接地平面。
15.一种制造飞行器蒙皮面板的方法，所述方法包括：
由导电弹性热塑性材料形成接地平面；以及
将所述接地平面耦接至层压复合层。
16.根据权利要求15所述的方法，其中，形成接地平面进一步包括形成被配置为响应于所述复合层的相应变形而变形的接地平面。
17.根据权利要求15所述的方法，其中，形成接地平面进一步包括由至少两个热塑性弹性体形成接地平面。
18.根据权利要求17所述的方法，其中，形成接地平面进一步包括将所述至少两个热塑性弹性体与填充剂材料混合，所述填充剂材料包括涂覆有导电材料的多个颗粒，所述多个颗粒在共同方向上配向。
19.根据权利要求15所述的方法，其中，将所述接地平面耦接至所述复合层进一步包括通过共固化与后固化之一使所述接地平面与所述复合层形成为一体。
20.根据权利要求15所述的方法，其中，将所述接地平面耦接至所述复合层进一步包括将所述复合层黏附地粘结至所述接地平面。
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