JPS63247199A - 複合外板材の重なり合うセクションを静電放電から保護する方法 - Google Patents

複合外板材の重なり合うセクションを静電放電から保護する方法

Info

Publication number
JPS63247199A
JPS63247199A JP63000592A JP59288A JPS63247199A JP S63247199 A JPS63247199 A JP S63247199A JP 63000592 A JP63000592 A JP 63000592A JP 59288 A JP59288 A JP 59288A JP S63247199 A JPS63247199 A JP S63247199A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
layer
metal
composite
composite skin
conductive
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
JP63000592A
Other languages
English (en)
Inventor
ジェームス　エッチ．コベイ
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Boeing Co
Original Assignee
Boeing Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Boeing Co filed Critical Boeing Co
Publication of JPS63247199A publication Critical patent/JPS63247199A/ja
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • H—ELECTRICITY
    • H05—ELECTRIC TECHNIQUES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • H05F—STATIC ELECTRICITY; NATURALLY-OCCURRING ELECTRICITY
    • H05F3/00—Carrying-off electrostatic charges
    • H05F3/02—Carrying-off electrostatic charges by means of earthing connections
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
    • B64D45/02—Lightning protectors; Static dischargers
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10S428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10S428/922—Static electricity metal bleed-off metallic stock

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)
  • Elimination Of Static Electricity (AREA)

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 （技術分野） 本発明は複合構造体を電気放電から保護するための方法
に関するものである。具体的には本発明はゾーン１及び
ゾーン２の落雷にさらされる複合航空機構造体を保護す
るための方法に関するものである。
（背景となる技術） 航空機に用いられる複合構造部品は天然の雷撃放電にさ
らされるということが知られている。最も過酷な雷撃は
航空機の出張って延びた表面（翼先端、スタビライザ先
端、垂直ティップ、方向舵、昇降舵、補助翼、エンジン
カウリング等）又はその近くに位置する小半径の構造物
に向けられる。
これらの位置は「ゾーン１」と称され、最初に雷光チャ
ンネルが取付く位置である。この初期着雪打撃は急速に
１臂し、高いピークの電流（２×１０５アンペア）と、
大きなエネルギ移転（２×１０　アンペア２秒）とによ
って特徴付【プられる。
この雷撃は保護されていない構造物には深刻な構造上の
損傷を生じさせ得る（比肩出来るアルミニウム構造物に
対するよりもずっと深刻な損傷が生ずる）。
構造体の他の部分は「掃引ストローク雷撃」と呼ばれる
より軽度の放電にさらされる。これらの領域は「ゾーン
２」と称され、初期の着雷点よりも後方に位置している
。掃引ストローク雷撃も又急激に上昇する（しかしその
大きさは１×１０５アンペアのピークである）電流と、
０．２５Ｘ１０　アンペア２秒のエネルギ移転を含んで
いる。
従来技術の文献における落雷保護システムの代表例はボ
ーイング社所有の米国特許第３．７５５゜７１３号、第
４．４７９．１６３＠及び第４．５０２．０９２号であ
る。米国特許第３，７５５゜７１３号の落雷保護システ
ムにおいては織成ワイヤ網が利用されているのに対して
、特許第４．４７９．１６３号及び第４．５０２．０９
２号の好ましい実施例においてはニッケルメッキしたグ
ラファイトｍ維が用いられている。米国特許第３゜７５
５．７１３号は織成ワイヤ網を装飾的層にして形成して
いるのを示している。
特許第４．４７９．１６３号及び第４．５０２゜０９２
号の各々は複合航空機外板のための一体式雷撃保護シス
テムを開示している。これらのシステムにおいては、グ
ラファイトエポキシ外板はニッケルメッキされたグラフ
ァイトエポキシ織物によって覆われている。この織物は
個々のニッケルメッキされたグラファイト繊維を有して
おり、同繊維は保護を要する構造部品上の外側織物層内
に織成されている。所望の保護区域がゾーン１であるか
又はゾーン２であるかによって、織物のたて糸及び充填
方向両者における房繊維のメッキ割合を変化させること
が出来る（例えば１本おき又は２本おぎの房繊維にメッ
キすることが出来る）。
（特に航空機のための）グラファイトエポキシ外板の表
向上の単位面積当り用いる金属の量にして、満足すべき
雷撃保護作用を得るのに十分な壷は良く知られていない
。従前においては保護される構造体がゾーン１又はゾー
ン２にあるかどうかに関係なく、２００９／ｍ２をこえ
る表面領域金属密度が用いられてきた。
しかしながら、十分な金属密度が得られない所では、複
合構造体の深刻な剥離乃至破裂が発生し得る。一方その
ような複合構造体を保護するのに不必要に過剰な金属を
用いることは経済性及び性能の観点から特に重石軽減が
望まれる段用及び軍用の航空機にとっては特に不利益と
なる。
（発明の要約） 本発明の１つの特徴によれば、複合外板材の重なり合う
セクションを静電放電から保護する方法であって、前記
複合外板材が相対的に非導電性の繊維／樹脂層を備える
タイプのもので相対的に非導電性の中間樹脂層が外板材
料間の組型なるセクションにおいて形成されるような方
法が提供されており、該方法は前記複合外板材がさらさ
れる放電電流の近似値を決定する段階と、十分なる金属
密度を金属層内に利用し、複合外板材内の抵抗加熱を緩
和せしめ、以って前記樹脂層内に実質的に有害な熱分解
反応が発生する以前に前記中間樹脂層を横切って絶縁破
壊電圧が生ずるようにせしめる段階とを有している。
本発明の別の特徴によれば、航空機のグラファイトエポ
キシ複合外板材の重なり合うセクションのための一体式
ゾーン２雷撃保護システムが提供されており、該システ
ムは実質的に非導電性のエポキシ樹脂内に２００グラム
／ｍ２の金属含有量で金属を分布させた、導電性が向上
したｌ！雑状グラファイト層を備えた第１の複合外板材
と、実質的に非導電性のエポキシ樹脂内に２００グラム
／ｍ　の金属含有量で金属を分布させた、導電性を向上
させた繊維状グラファイト層を備えた第２の複合外板材
とを有し、前記第２の複合外板材の一部分は前記第１の
複合外板材に組型なり、かつ固着し、前記導電性を高め
た繊維状グラファイト層間に中間のエポキシ樹脂層を形
成しており、かくて前記繊維状層内の抵抗加熱作用は緩
和され、前記中間エポキシ樹脂層内に実質的に有害な熱
分解反応が発生する以前に同層を横切ってエポキシ樹脂
絶縁破壊電圧が発生するようにされている。
本発明の更に別の特徴によれば、航空機のグラファイト
とエポキシ複合外板材の重なり合うセクションのための
一体式ゾーン１電撃保護システムが提供されており、同
システムは実質的に非導電性エポキシ樹脂内に１００グ
ラム／ｍ２の金属含有量で金属を分布させた、導電性を
高めた繊維状グラファイト層を備えた第１の複合外板材
と、実質的に非導電性のエポキシ樹脂内に１００グラム
／ｍ２の金属含有量で金属を分布させた、導電性を高め
た繊維状グラファイト層を備えた第２の複合外板材とを
有し、前記第２の複合外板材の一部分は前記第１の複合
外板材に組型なり、かつ固着し、前記導電性を高めたＩ
１Ｍｕ状グラファイト居間に中間のエポキシ樹脂層を形
成しており、かくて前記繊維状層内の抵抗加熱作用は緩
和され、前記中間エポキシ樹脂層内に実質的に有害な熱
分解反応が発生する以前に同層を横切ってエポキシ樹脂
絶縁破壊電圧が発生するようにされている。
本発明は十分な密度の金属を金属化されたｖａｎ層とし
て利用し、複合構造体、特に複合層のジヨイント乃至接
合部領域における抵抗加熱作用を緩和せしめている。本
発明は複合構造体の重なり合うセクション間の接合部に
設けられた中間樹脂層を横切り、同樹脂層内に実質的に
有害な熱分解作用が発生ずる以前に、電気的導電作用を
発生させる。
本発明の好ましい実施例においては、前記繊維状層内に
２００グラム／ｍ２迄の金属を設置して、複合構造体の
重なり合うセクションをして、ゾーン１雷撃による剥離
又は破裂から保護せしめている。ゾーン２の領域におい
ては、１００グラム／ｍ２の少ない量の金属をＶＡＮ状
層内に用いて、中間樹脂層内に導通が生ずる以前に実質
的に有害な熱分解反応が発生することを防止出来る。
本発明はファイバガラス／樹脂、グラファイト／エポキ
シ及び他の複合構造体に適用することが出来る。加える
に、本発明は航空機、海上船舶及び他の構造物であって
複合材を用い、雷撃又は他の過酷な静電放電にさらされ
る可能性があるものに適用することが出来る。
以下付図を参照して本発明の実施例について説明する。
（発明を実施するための最良の態様） ２表面を有する導電性を高めた複合構造体、例えば複合
外板材の重なり合うセクションは一般的に参照番号１０
で示されている。この重なり合うセクションは典型的に
は複合外板材を利用した航空機表面上に存在する継目又
はジヨイントである。
前記型なり合うセクションは第１の複合外板材１２と第
２の複合外板材から形成されている。
前記複合外板材は前記外板材１２．１４を形成するよう
にされた複数個の繊維／樹脂層２ｏからなっている。第
２図において単一層の一部分が全体として番号２０で示
されている。各層は結合樹脂２４で浸漬された織成グラ
ファイト織物２２の中央シートからなっており、樹脂２
４は熟成した時に硬化する。織成グラファイト織物２２
をエポキシ樹脂２４内に設けたものが現在航空機では用
いられている。ポリエステル樹脂内にポリエステル織物
を入れたものは海洋船舶において慣用的に用いられてい
る。
第１図に示す重なり合ったセクション１０は通常航空機
の表面上において発生する。前記第１の複合外板材１２
は第２の複合外板材１４の底部３２に近接して下側セク
ション゛３０を備えている。
付図において、前記２つの複合外板材は説明のみの目的
で分離している状態が示されている。前記下側セクショ
ン３０及び底部３２は加熱又は触媒反応により構造体内
の樹脂を硬化させて織成材料の外側にある樹脂が結合さ
れるようにして物理的に結合される。
前記第１及び第２の複合外機材１２．１４の合名はそれ
ぞれ外側３４．３６を備えており、同層には複合外板材
の表面導電性を高めるために金属化材料が設けられてい
る。ニッケル又は銅のような金属をたて糸及び充填方向
の両方向において個個の屑繊維をメッキすることにより
、外側層内に織成された織物に一様に添加することが出
来る。
別法においては、前記金属は表面上で直接一様にメッキ
を施すか又は外側層の表面上に位置する織成布、テープ
又は房にメッキを施すことで設けることが出来る。
前記型なり合うセクション１０は典型的には雷撃にさら
された時に破損する複合外板材のセクションの１つであ
るということが発見されている。
前記型なり合うセクション１０の破損は第２の複合外板
材１４の底部３２と前記第１の複合外板材１２の外側層
３４の近接表面との接合部において発生することがわか
っている。外側層３４．３６内に存在する金属量が少な
い時には、結合樹脂２４内においては外側層の金属化さ
れた織成物間に熱分解反応が発生することが判明してい
る。前記熱分解反応は膨張ガスの発生をもたらし、この
ガスは複合外板材内の隣接層を物理的に分離してしまう
。前記熱分解反応は十分に激しいものであり、雷撃巾約
１００マイクロ秒の期間内に重なり合うセクション１０
を破裂せしめるのに十分なガスを発生する。前記熱分解
反応は樹脂表面又は外側層３４及び３６内の金属が電気
的抵抗加熱されるため樹脂層内が加熱されることにより
生ずる。金属が少な過ぎる場合には、前記抵抗加熱が熱
分解反応を誘起せしめる。従って本発明の目的は複合材
の表面下方において導電作用が発生する前に、電流が広
がり従って電流密度が減少する迄、電流を複合材の表面
内に流し続けることである。金属を多く用い過ぎた場合
には過剰の重囲及び費用が発生する。
典型的な雷撃においては、重なり合うセクションにおけ
る剥離又は破裂に通ずる事態の順序は次の如く発生する
。第１の複合外板材１２上に雷撃が生じた瞬間において
、電流は外側層３４の織物２２内の金属を経て第２の複
合外板材１４に向けて流れる。抵抗加熱は外側層３４の
金属内に発生する。電流が重なり合う第２の外板材１４
に向けて流れるに従い、電荷は外側層３４内にたまり始
めるので、樹脂層には重なり合うセクション１０におけ
る外側層３４．３６間に電圧が誘起される。
もしも樹脂層の絶縁破壊電圧（典型的には０．００２５
４ｊｍ当り３００〜４ｏｏＶ）が、十分な熱分解が生じ
て層を剥離する以前に、達成された場合には、前記樹脂
層は導通を開始し、熱分解反応で重なり合うセクション
１０が破壊される以前に電荷は放散される。しかしなが
ら、もしも外側層３４．３６内の金属の密度が不十分で
絶縁破壊電圧が達成される以前に抵抗加熱によって樹脂
層内に熱分解が生ずるのを防止出来ない場合には、層２
０は多分爆発力をもって層解離を起すであろう。
外側層３４及び３６の織成物質内に２００グラム／ｍ２
の金属密度を持たせれば、前記外側層内における抵抗加
熱作用を緩和させて、ゾーン１の雷撃において小なり合
うセクション１０に存在する構造体１２．１４が熱分解
、により層解離を起す以前に絶縁破壊電圧を達成するに
十分な導電性が前記外側層に得られるということが判明
している。
ゾーン２雷撃が発生しそうな航空機領域においては、約
１００グラム／ｍ２迄の金属を外側層３４．３６の織成
物質２２内に設ければ、熱分解により市なり合うセクシ
ョン１ｏの層解離を防止するのに十分な導電性が外側層
内に提供されるということが判明している。
グラファイトエポキシ外板材の場合には、雷撃が約１０
０マイクロ秒続く間にエポキシ層の絶縁破壊が発生する
ということが判明している。織物２２内のグラファイト
繊維は約１０００Ｖの電圧以上では電気の比較的良好な
導体となる。グラファイト織成織物は織物が加熱される
につれて良好な導体となるような抵抗係数を備えている
。前記外側層においてはグラファイトのこの特性が金属
の反対の導電特性（金属は温度が上昇する程導電性が悪
化するような抵抗係数を備えている）を補償する作用を
行なっている。この組合せにおいて、抵抗加熱は比較的
良好にコントロールされ、絶縁破壊作用は適当な領域内
に上述の密度の金属が用いられた場合熱分解作用により
層２０を剥離するに十分なガス圧が発生する以前に、達
成される。
図示はしなかった本発明の種々の実施例が考えられる。
例えば、本発明の概念はファスナ（第１図には示してい
ない）を含む重なり合うセクションに用いることが出来
る。本発明は任意の複合構造体技術にも適用することが
出来る。従って、本発明の範囲は前述の記載によって限
定されるのではなく、特許請求の範囲によって限定され
る。
【図面の簡単な説明】
第１図は２つの複合構造体の重なり合うセクションの拡
大断面図、 第２図は複合構造体の１つの層の拡大された部分的横断
面図である。 １２・・・第１の複合外板材、１４・・・第２の複合外
板材、３４．３６・・・外側層、３０．３２・・・下側
層。

Claims (5)

    【特許請求の範囲】
  1. （１）複合外板材の重なり合うセクシヨンを静電放電か
    ら保護する方法にして、前記複合外板材は外側の相対的
    に非導電性の繊維／樹脂層に接続された、導電性を高め
    た金属層を備えるタイプのものであり、外板材間には重
    なり合うセクシヨンにおいて相対的に非導電性の中間樹
    脂層が形成されるタイプのものである方法であつて、前
    記複合外板材がさらされる概略の放電電流を決定する段
    階と、前記金属層内に十分な密度の金属を利用し、複合
    外板材内の抵抗加熱作用を緩和し、以つて実質的に有害
    な熱分解反応が前記樹脂層内に発生する以前に、絶縁破
    壊電圧が前記中間樹脂層を横切つて発生するようにせし
    める段階とを有する方法。
  2. （２）航空機において用いる、特許請求の範囲第１項に
    記載の方法において、用いられる金属の密度が、ゾーン
    １の雷撃にさらされる複合外板材を保護するのには、２
    ００グラム／ｍ＾２迄であることを特徴とする方法。
  3. （３）航空機において用いる、特許請求の範囲第１項に
    記載の方法において、用いられる金属の密度が、ゾーン
    ２の雷撃にさらされる複合外板材を保護するのには、１
    ００グラム／ｍ＾２迄であることを特徴とする方法。
  4. （４）航空機のグラフアイトエポキシ複合外板材の重な
    り合うセクシヨンのための一体式ゾーン２雷撃保護シス
    テムであつて、実質的に非導電性のエポキシ樹脂内に金
    属含有量が２００グラム／ｍ＾２であるように金属を分
    布させた、導電性を高めた繊維状グラフアイト層を備え
    た第１の複合外板材と、実質的に非導電性のエポキシ樹
    脂内に金属含有量が２００グラム／ｍ＾２であるように
    金属を分布させた、導電性を高めた繊維状グラフアイト
    層を備えた第２の複合外板材とを有し、前記第２の複合
    外板材の一部分は前記第１の複合外板材に相重なり、か
    つ固着し、前記導電性を高めた繊維状グラフアイト層間
    に中間のエポキシ層を形成しており、かくて前記繊維状
    層内の抵抗加熱作用は緩和され、前記中間エポキシ樹脂
    層内に実質的に有害な熱分解反応が発生する以前に同層
    を横切つてエポキシ樹脂絶縁破壊電圧が発生するように
    されている保護システム。
  5. （５）航空機のグラフアイトエポキシ複合外板材のの重
    なり合うセクシヨンのための一体式ゾーン１雷撃保護シ
    ステムであつて、実質的に非導電性のエポキシ樹脂内に
    金属含有量が１００グラム／ｍ＾２であるように金属を
    分布させた、導電性を高めた繊維状グラフアイト層を備
    えた第１の複合外板材と、実質的に非導電性のエポキシ
    樹脂内に金属含有量が１００グラム／ｍ＾２であるよう
    に金属を分布させた、導電性を高めた繊維状グラフアイ
    ト層を備えた第２の複合外板材とを有し、前記第２の複
    合外板材の一部分は前記第１の複合外板材に相重なり、
    かつ固着し、前記導電性を高めた繊維状グラフアイト層
    間に中間のエポキシ層を形成しており、かくて前記繊維
    状層内の抵抗加熱作用は緩和され、前記中間エポキシ樹
    脂層内に実質的に有害な熱分解反応が発生する以前に同
    層を横切つてエポキシ樹脂絶縁破壊電圧が発生するよう
    にされている保護システム。
JP63000592A 1987-01-06 1988-01-05 複合外板材の重なり合うセクションを静電放電から保護する方法 Pending JPS63247199A (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US07/000,926 US4727451A (en) 1987-01-06 1987-01-06 Metallic conduction method and system for joined sections of composite structures
US000926 1987-01-06

Publications (1)

Publication Number Publication Date
JPS63247199A true JPS63247199A (ja) 1988-10-13

Family

ID=21693589

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP63000592A Pending JPS63247199A (ja) 1987-01-06 1988-01-05 複合外板材の重なり合うセクションを静電放電から保護する方法

Country Status (3)

Country Link
US (1) US4727451A (ja)
EP (1) EP0274108A3 (ja)
JP (1) JPS63247199A (ja)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19758603C2 (de) * 1997-06-05 2001-06-07 Porsche Ag Kraftfahrzeug mit einer heckseitigen Luftleitvorrichtung
JP2011519749A (ja) * 2008-03-28 2011-07-14 ヘクセル コンポジット、リミテッド 改良型複合材料
JP2011524306A (ja) * 2008-06-17 2011-09-01 エアバス オペラシオン（エス．ア．エス） 航空機への雷放電により発生する雷電流の排出システム
JP2017519177A (ja) * 2014-06-25 2017-07-13 エムベデア フランス 分離可能な保護フェアリングを有するミサイル

Families Citing this family (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4839771A (en) * 1987-12-04 1989-06-13 The Boeing Company Apparatus for providing a lightning protective vehicle surface
US5089325A (en) * 1988-01-21 1992-02-18 The Boeing Company Partially coated fabric sheet
US4897143A (en) * 1988-03-22 1990-01-30 The Boeing Company Method for conditioning composite structures
DE4037119A1 (de) * 1990-11-22 1992-05-27 Messerschmitt Boelkow Blohm Anordnung zum abdichten einer trenn- oder verbindungsfuge zwischen zwei bauteilen im wesentlichen aus kunststoff
GB2295594B (en) * 1994-12-01 1999-03-10 Chelton Electrostatics Ltd A lightning diverter
US20040166408A1 (en) * 2003-02-20 2004-08-26 The Boeing Company Structurally integrated wire and associated fabrication method
US7018217B2 (en) * 2004-05-19 2006-03-28 The Boeing Company Structurally integrable electrode and associated assembly and fabrication method
US7281318B2 (en) * 2004-05-19 2007-10-16 The Boeing Company Method of manufacturing a composite structural member having an integrated electrical circuit
US8246770B2 (en) 2005-09-06 2012-08-21 The Boeing Company Copper grid repair technique for lightning strike protection
US8231751B2 (en) * 2005-09-06 2012-07-31 The Boeing Company Repair technique for lightning strike protection
US8282042B2 (en) 2009-06-22 2012-10-09 The Boeing Company Skin panel joint for improved airflow
US9821538B1 (en) 2009-06-22 2017-11-21 The Boeing Company Ribbed caul plate for attaching a strip to a panel structure and method for use
GB201004757D0 (en) * 2010-03-23 2010-05-05 Airbus Operations Ltd Joint
US11162475B1 (en) * 2020-10-08 2021-11-02 Ardura, Inc. Surface coating for enhanced lightning protection of wind turbine blades and other composite structures
US11725632B2 (en) 2020-10-08 2023-08-15 Arctura, Inc. Surface coating for enhanced lightning protection of wind turbine blades and other composite structures

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3755713A (en) * 1972-07-25 1973-08-28 Boeing Co Electrically conductive surface for aircraft
US3989984A (en) * 1975-07-11 1976-11-02 Mcdonnell Douglas Corporation Aircraft lightning protection means
US4448838A (en) * 1981-09-04 1984-05-15 Lear Fan Corp. Graphite fiber reinforced laminate structure capable of withstanding lightning strikes
US4479163A (en) * 1982-09-30 1984-10-23 The Boeing Company Integral lightning protection system for composite aircraft skins
US4502092A (en) * 1982-09-30 1985-02-26 The Boeing Company Integral lightning protection system for composite aircraft skins

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19758603C2 (de) * 1997-06-05 2001-06-07 Porsche Ag Kraftfahrzeug mit einer heckseitigen Luftleitvorrichtung
JP2011519749A (ja) * 2008-03-28 2011-07-14 ヘクセル コンポジット、リミテッド 改良型複合材料
JP2011524306A (ja) * 2008-06-17 2011-09-01 エアバス オペラシオン（エス．ア．エス） 航空機への雷放電により発生する雷電流の排出システム
JP2017519177A (ja) * 2014-06-25 2017-07-13 エムベデア フランス 分離可能な保護フェアリングを有するミサイル

Also Published As

Publication number Publication date
EP0274108A3 (en) 1989-03-22
EP0274108A2 (en) 1988-07-13
US4727451A (en) 1988-02-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JPS63247199A (ja) 複合外板材の重なり合うセクションを静電放電から保護する方法
US7525785B2 (en) Lightning strike protection method and apparatus
US5845872A (en) Method and arrangement for fastening composite aircraft skins
CA1316232C (en) Electrical continuity means for composite joints
US4755904A (en) Lightning protection system for conductive composite material structure
US4352142A (en) Composite aircraft structure having lightning protection
US4502092A (en) Integral lightning protection system for composite aircraft skins
US7969706B2 (en) Lightning protection system for aircraft composite structure
EP0120010B1 (en) Integral lightning protection system for composite aircraft skins
US3989984A (en) Aircraft lightning protection means
US8687342B2 (en) Method of surface charge distribution
EP1628879B1 (en) Composite structure lightning protection
US5698316A (en) Apparatus and methods of providing corrosion resistant conductive path across non conductive joints or gaps
JP4895415B2 (ja) 複合航空機構造
RU2676623C1 (ru) Композитная структура
JP2009531863A (ja) 複合構造のための避雷システム
US11555482B2 (en) Stepped conductivity interface
CN104302548B (zh) 针对闪电提供保护的设备
RU2192991C2 (ru) Способ защиты топливных баков вертолета от термического воздействия тока молнии
EP0227122B1 (en) Lightning protection apparatus for an exterior surface