RU2662870C2 - Защита поверхности от электромагнитной энергии - Google Patents
Защита поверхности от электромагнитной энергии Download PDFInfo
- Publication number
- RU2662870C2 RU2662870C2 RU2014106931A RU2014106931A RU2662870C2 RU 2662870 C2 RU2662870 C2 RU 2662870C2 RU 2014106931 A RU2014106931 A RU 2014106931A RU 2014106931 A RU2014106931 A RU 2014106931A RU 2662870 C2 RU2662870 C2 RU 2662870C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- conductive
- aircraft
- metal
- connector
- conductive sheets
- Prior art date
Links
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 claims abstract description 88
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims abstract description 88
- 239000004020 conductor Substances 0.000 claims abstract description 14
- 238000005137 deposition process Methods 0.000 claims abstract description 13
- 239000010410 layer Substances 0.000 claims description 88
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims description 42
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 37
- 239000011888 foil Substances 0.000 claims description 27
- 239000002344 surface layer Substances 0.000 claims description 26
- 238000000151 deposition Methods 0.000 claims description 18
- RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N Copper Chemical compound [Cu] RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 12
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 claims description 12
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 12
- PCHJSUWPFVWCPO-UHFFFAOYSA-N gold Chemical compound [Au] PCHJSUWPFVWCPO-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 11
- 239000010931 gold Substances 0.000 claims description 11
- 229910052737 gold Inorganic materials 0.000 claims description 11
- 229910052802 copper Inorganic materials 0.000 claims description 10
- 239000010949 copper Substances 0.000 claims description 10
- BQCADISMDOOEFD-UHFFFAOYSA-N Silver Chemical compound [Ag] BQCADISMDOOEFD-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 9
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 claims description 9
- 239000000956 alloy Substances 0.000 claims description 9
- 229910052709 silver Inorganic materials 0.000 claims description 9
- 239000004332 silver Substances 0.000 claims description 9
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 8
- 230000035939 shock Effects 0.000 claims description 8
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 claims description 7
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 3
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims description 3
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 239000010936 titanium Substances 0.000 claims description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000008021 deposition Effects 0.000 description 13
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 12
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 11
- 239000000463 material Substances 0.000 description 9
- 238000001465 metallisation Methods 0.000 description 7
- 150000002739 metals Chemical class 0.000 description 5
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 4
- 239000011152 fibreglass Substances 0.000 description 3
- 239000003973 paint Substances 0.000 description 3
- 230000008569 process Effects 0.000 description 3
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 2
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 2
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 2
- 239000011889 copper foil Substances 0.000 description 2
- 238000010292 electrical insulation Methods 0.000 description 2
- 229910001092 metal group alloy Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000002923 metal particle Substances 0.000 description 2
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 2
- 239000011241 protective layer Substances 0.000 description 2
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 2
- 230000004888 barrier function Effects 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 239000000356 contaminant Substances 0.000 description 1
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 description 1
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000005611 electricity Effects 0.000 description 1
- 230000005288 electromagnetic effect Effects 0.000 description 1
- 229910002804 graphite Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010439 graphite Substances 0.000 description 1
- 238000005304 joining Methods 0.000 description 1
- 210000001503 joint Anatomy 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 1
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000003647 oxidation Effects 0.000 description 1
- 238000007254 oxidation reaction Methods 0.000 description 1
- 239000002861 polymer material Substances 0.000 description 1
- 238000001556 precipitation Methods 0.000 description 1
- 239000004576 sand Substances 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- 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
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/20—Integral or sandwich constructions
-
- 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
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/40—Weight reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
Abstract
Изобретение относится к авиации и касается защиты поверхности от электромагнитной энергии. Компонент летательного аппарата содержит множество слоев, а также проводящий слой, расположенный в одной плоскости и вблизи множества слоев и формирующий область электрического разрыва, заданную зазором между смежными проводящими листами проводящего слоя. Компонент также содержит соединитель, содержащий проводящий материал, который создает омическое соединение между смежными проводящими листами проводящего слоя для замыкания зазора в области электрического разрыва. Причем соединитель содержит металл, сформированный при процессе плазменного осаждения. Достигается обеспечение гладкого профиля поверхности при обеспечении защиты от повреждений, которые могут быть причинены ударами молнии. 3 н. и 13 з.п. ф-лы, 8 ил.
Description
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Гражданские и военные летательные аппараты уязвимы к ударам молнии на различных стадиях своей работы. При перемещении через атмосферу, обладающую высоким зарядом, например грозу, летательный аппарат может вызвать возмущение, которое приводит к удару в него молнии. В обычных летательных аппаратах, имеющих металлическую обшивку, такую как алюминий, электрическая энергия, которая передается на поверхность летательного аппарата при ударе молнии, в первую очередь проводится по поверхности обшивки и рассеивается с летательного аппарата с использованием различных технологий.
В летательных аппаратах, выполненных из композитных матриц, которые формируют различные компоненты летательного аппарата, из-за того, что полимерный материал, который формирует композитную конструкцию, не может рассеивать электрическую энергию так же эффективно, как металл, летательный аппарат с композитными материалами может быть оснащен различными техническими средствами для защиты от ударов молнии. Некоторые технические средства включают, помимо прочего, группы проволочных сеток, которые находятся на поверхности обшивки летательного аппарата или заделаны в композитную конструкцию для отвода электричества от важных компонентов летательного аппарата. Другие технологии могут заключаться в использовании по меньшей мере одного слоя графитной оболочки и алюминиевого слоя. Стандартные технологии для заделывания различных металлических компонентов в конструкции летательных аппаратов, выполненных из композитных материалов, могут вызвать деформации поверхности, которые в некоторых случаях необходимо компенсировать для создания гладкой поверхности.
Настоящее раскрытие сущности изобретения представлено относительно приведенных выше и других обстоятельств.
РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Следует отметить, что настоящее раскрытие приведено для представления в упрощенной форме выбора концепций, которые описаны далее в разделе «Осуществление изобретения». Настоящее раскрытие не предназначено для ограничения объема заявленного объекта.
В соответствии с одним аспектом настоящего изобретения, обеспечен компонент летательного аппарата. Компонент летательного аппарата может содержать по меньшей мере один слой и проводящий слой. Проводящий слой может быть расположен в одной плоскости и вблизи указанного по меньшей мере одного слоя. Проводящий слой может формировать область электрического разрыва, заданную зазором между смежными проводящими листами проводящего слоя. Компонент летательного аппарата может также содержать соединитель. Соединитель может содержать проводящий материал, который создает омическое соединение между смежными проводящими листами проводящего слоя для замыкания зазора в области электрического разрыва.
В соответствии с другим аспектом, обеспечен способ формирования композитной конструкции для компонента летательного аппарата. Способ может включать формирование по меньшей мере одного слоя и укладку проводящего слоя в одной плоскости и вблизи с указанным по меньшей мере одним слоем. Проводящий слой может содержать область электрического разрыва, заданную зазором между смежными проводящими листами проводящего слоя. Способ может также включать заполнение по меньшей мере части зазора между смежными проводящими листами посредством осаждения соединителя. Соединитель может содержать проводящий материал, который создает омическое соединение между смежными проводящими листами проводящего слоя для замыкания зазора в области электрического разрыва.
В соответствии с еще одним аспектом, обеспечен способ обеспечения защиты от ударов электромагнитной энергии в компонент летательного аппарата. Способ может включать создание композитной конструкции для компонента летательного аппарата. Композитная конструкция может содержать по меньшей мере один слой. Способ может также включать создание проводящего слоя в указанном по меньшей мере одном слое. Проводящий слой может содержать первый проводящий лист и второй проводящий лист. Способ может также включать обеспечение соединителя, осажденного с использованием процесса плазменного осаждения. Соединитель может содержать проводящий материал, который создает омическое соединение между первым проводящим листом и вторым проводящим листом. Способ может также включать направление электромагнитного удара в первый проводящий лист на второй проводящий лист через соединитель.
Кроме того, раскрыт компонент летательного аппарата, содержащий множество слоев, проводящий слой, расположенный в одной плоскости и вблизи указанного множества слоев, и формирующий область электрического разрыва, заданную зазором между смежными проводящими листами проводящего слоя, и соединитель, содержащий проводящий материал, который создает омическое соединение между смежными проводящими листами проводящего слоя для замыкания зазора в области электрического разрыва.
Смежные проводящие листы могут содержать металл.
Указанный металл может включать медь, алюминий, золото, серебро, титан или их сплавы.
Смежные проводящие листы могут содержать участки цельнорешетчатой металлической фольги.
Соединитель может содержать металл.
Указанный металл может включать алюминий, медь, золото, серебро или их сплавы.
Указанный металл может быть сформирован при процессе плазменного осаждения.
Множество слоев может содержать поверхностный слой, изоляционный слой, опорную сердцевину и множество углеродных слоев, охватывающих опорную сердцевину.
Соединитель может быть по существу выровненным со смежными проводящими листами.
Кроме того, раскрыт способ формирования композитной конструкции для компонента летательного аппарата, включающий формирование множества слоев, укладку проводящего слоя в одной плоскости и вблизи указанного множества слоев, который содержит область электрического разрыва, заданную зазором между смежными проводящими листами проводящего слоя, и заполнение по меньшей мере части зазора между смежными проводящими листами посредством осаждения соединителя, содержащего проводящий материал, который создает омическое соединение между смежными проводящими листами проводящего слоя для замыкания зазора в области электрического разрыва.
Смежные проводящие листы могут содержать металл.
Указанный металл может включать медь, алюминий, золото, серебро или их сплавы.
Смежные проводящие листы могут содержать участки цельнорешетчатой металлической фольги.
Соединитель может содержать металл.
Указанный металл может включать алюминий, медь, золото, серебро или их сплавы.
Указанный металл может быть сформирован при процессе плазменного осаждения.
Формирование множества слоев может включать создание поверхностного слоя, создание изоляционного слоя, создание опорной сердцевины и создание множества углеродных слоев, охватывающих опорную сердцевину.
Кроме того, раскрыт способ обеспечения защиты от ударов электромагнитной энергии в компонент летательного аппарата, включающий создание композитной конструкции для компонента летательного аппарата, содержащей множество слоев, создание проводящего слоя в указанном множестве слоев, содержащего первый проводящий лист и второй проводящий лист, обеспечение соединителя, осажденного с использованием процесса плазменного осаждения, содержащего проводящий материал, который создает омическое соединение между первым проводящим листом и вторым проводящим листом, и направление электромагнитного удара в первый проводящий лист на второй проводящий лист через соединитель.
Первый проводящий лист или второй проводящий лист могут содержать участки цельнорешетчатой металлической фольги.
Соединитель может быть металлическим.
Кроме того, раскрыт летательный аппарат, содержащий компонент летательного аппарата, согласно предыдущему раскрытию.
Описанные признаки, функции и преимущества могут быть достигнуты независимо в различных вариантах реализации настоящего раскрытия или могут быть комбинированы в другие варианты реализации, которые раскрыты более детально со ссылкой на нижеследующее описание и чертежи.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Представленные варианты реализации будут более понятны из подробного описания и прилагаемых чертежей, на которых:
на фиг. 1 показан вид в разрезе обычной конструкции летательного аппарата, иллюстрирующий дефект поверхности;
на фиг. 2А показан вид в разрезе композитной конструкции летательного аппарата в соответствии с вариантом реализации;
на фиг. 2В показан вид в разрезе еще одной композитной конструкции летательного аппарата в соответствии с вариантом реализации;
на фиг. 3 показан вид сверху проводящих листов в крыле летательного аппарата в соответствии с вариантом реализации;
на фиг. 4А показан вид сбоку в разрезе смежных проводящих листов перед осаждением соединителя;
на фиг. 4В показан вид сбоку в разрезе смежных проводящих листов после осаждением соединителя в соответствии с вариантом реализации;
на фиг. 5 показана логическая блок-схема способа формирования омического соединения между проводящими листами с использованием осаждения металла в соответствии с вариантом реализации;
на фиг. 6 показана логическая блок-схема способа обеспечения защиты от ударов электромагнитной энергии в компоненте в соответствии с вариантом реализации.
ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Описанные в настоящем описании особенности обеспечивают защиту поверхности от электромагнитной энергии с использованием соединителей. При формировании защитного слоя от электромагнитной энергии проводящие слои могут быть уложены на поверхностный слой или другой подходящий слой. Проводящие листы выполнены с возможностью защиты различных компонентов летательного аппарата от ударов электромагнитной энергии, вследствие действия в качестве канала для электромагнитной энергии. При укладке проводящих листов край одного проводящего листа может контактировать с краем смежного проводящего листа не по всей длине, формируя область электрического разрыва. Область электрического разрыва может быть задана зазором между проводящими листами и может содержать задний край одного проводящего слоя и передний край смежного проводящего слоя. Таким образом, могут быть образованы места, в которых электромагнитная энергия от одного проводящего листа не передается на смежный проводящий лист. Указанные места могут снизить эффективность защиты от электромагнитной энергии. В данном контексте электромагнитная энергия может также включать более общее применение в области электромагнитных эффектов.
В описанных в настоящем раскрытии концепциях и технологиях используется соединитель, который создает омическое соединение между смежными проводящими листами. Соединитель может замыкать зазор в области электрического разрыва. В одной конфигурации омическое соединение создано посредством осаждения проводящего материала в месте электрического разрыва. В одной конфигурации проводящий лист может являться листом металлической фольги. В другой конфигурации лист металлической фольги может являться листом цельнорешетчатой металлической фольги. Следует понимать, что концепции и технологии, описанные в настоящем описании, не ограничены какой-либо конкретной конструкцией или составом проводящего листа. Участок цельнорешетчатой металлической фольги в настоящем описании может быть использован исключительно в иллюстративных целях и не предполагает ограничение объема раскрытого в настоящем описании объекта цельнорешетчатой металлической фольгой.
Как описано выше, соединитель может быть осажден в месте электрического разрыва. В некоторых конфигурациях соединитель может быть металлом. В других конфигурациях соединитель может быть осажден в месте электрического разрыва с использованием различных технологий осаждения. Эти и другие конфигурации могут помочь создать омическое соединение между проводящими листами для обеспечения эффективной защиты от ударов электромагнитной энергии. В некоторых конфигурациях с использованием металла, осажденного плазмой, для соединения проводящих листов можно создать гладкий профиль поверхности при обеспечении защиты от повреждений, которые могут быть причинены ударами молнии. Различные особенности, представленные в настоящем описании, могут электрически и физически соединять проводящие листы таки образом, чтобы обеспечивать соответствующую электрическую изоляцию важным физическим или электрическим компонентам летательного аппарата. Некоторые особенности, представленные в настоящем описании, могут обеспечивать профиль поверхности, который обеспечивает улучшенные наслоения слоев композитной конструкции.
В некоторых обычных конструкциях компонентов летательных аппаратов, в которых используется цельнорешетчатая металлическая фольга, или другой проводящий материал, в качестве механизма электрической изоляции, для обеспечения возможности физического и электрического соединения между участками цельнорешетчатой металлической фольги, края участков металлической фольги обычно перекрываются друг с другом. В некоторых вариантах исполнения перекрывание краев участков металлической фольги может обеспечить электрическую непрерывность между участками. Это показано в качестве примера на фиг. 1. На фиг. 1 проводящий лист 100 физически и электрически соединен со смежным проводящим листом 102 посредством перекрывания края проводящего листа 100 с краем смежного проводящего листа 102. Указанное перекрывание создает неровность 104, которая, в конструкциях обычных летательных аппаратов, должна быть принята во внимание для создания гладкой поверхности, относительно свободной от поверхностных дефектов, таких как неровность 104.
Если неровности, такие как неровность 104, не приняты во внимание при нанесении последовательных композитных слоев на верхнюю часть проводящих листов, размер неровностей может увеличиться до недопустимого дл использования в летательном аппарате профиля. Даже если неровности приняты во внимание для использования технологий обработки песком или сжатием, физическая и молекулярная конструкция вокруг неровностей может отличаться от окружающих частей композитных слоев, которые формируют композитную конструкцию. Причиной этого может быть то, что сжатие дополнительного материала в неровностях до той же высоты, что и оставшийся слой участка цельнорешетчатой металлической фольги, может привести к тому, что дополнительный материал будет более плотным, чем окружающие части, из-за дополнительного материала неровностей. Таким образом, в обычных системах, использующих технологию перекрытия краев цельнорешетчатой металлической фольги, проектировщик компонента летательного аппарата должен будет принять во внимание изменяемые параметры конструкции, вызванные изменением плотности композитного материала.
Концепции и технологии, раскрытые в настоящей заявке могут уменьшить или исключить конструкционные несоответствия, вызванные дефектами профиля поверхности, при помощи соединителя, который формирует омическое соединение между электрически разъединенными частями смежных проводящих листов, в то же время минимизируя перекрытие краев проводящих листов. Как более подробно будет описано далее, для осаждения соединителей могут быть использованы различные технологии осаждения металлов.
На фиг. 2А показан вид в разрезе композитной конструкции 200 компонента летательного аппарата. Следует понимать, что композитная конструкция 200 приведена только в качестве примера и не предполагает ограничение объема настоящего раскрытия композитными конструкции такого же или схожего строения. Композитная конструкция 200 сформирована из множества слоев, которые, когда отверждены, формируют целостную конструкцию, подходящую для ее предполагаемого назначения на летательном аппарате. В качестве неограничивающего примера, композитная конструкция 200 может быть крылом летательного аппарата, фюзеляжем летательного аппарата, горизонтальным стабилизатором или вертикальным стабилизатором, или может формировать часть указанных элементов. Настоящее раскрытие не ограничено каким-то конкретным компонентом летательного аппарата или транспортного средства.
Композитная конструкция 200 содержит поверхностный слой 206, который формирует «верхнюю часть» компонента летательного аппарата. Другими словами, поверхностный слой 206 это тот слой, на который может быть нанесена краска для создания законченного вида компонента летательного аппарата. В некоторых примерах поверхностный слой 206 сформирован из одного или более листов каучука с вделанным стекловолокном или другим каучуковым слоем. Композитная конструкция 200 также содержит проводящий слой 208. В некоторых конфигурациях поверхностный слой 206 может содержать или включать проводящий слой 208. В других конфигурациях поверхностный слой 206 может рассматриваться как отдельный слой от проводящего слоя 208. Настоящее раскрытие не ограничено какой-либо конкретной конфигурации, включая требование наличия поверхностного слоя 206.
В некоторых конфигурациях проводящий слой 208 может быть выполнен в виде рулонов металлического материала. Производитель может разворачивать материал до определенной длины, отрезать материал для создания проводящего листа и затем использовать рулон снова для другого листа. В некоторых примерах проводящие листы могут являться цельнорешетчатой металлической фольгой, цельнорешетчатая металлическая фольга обычно представляет собой металлический лист, который имеет группы прорезей, вырезанных в листе металлической фольги. Небольшое тянущее давление прикладывают к листу металлической фольги, вследствие чего он расширяется благодаря прорезям. Таким образом, для одного и того же количества металла может быть увеличена область покрытия листа металлической фольги.
Проводящий слой 208 может быть выполнен из отдельных проводящих листов, показанных как проводящие листы 208А - 208Е. проводящие листы 208A - 208E могут быть расположены в одной плоскости относительно друг друга и вблизи поверхностного слоя 206. В настоящем раскрытии термин «вблизи» означает положение близко к другому положению, возле другого положения или в контакте с другим положением. Проводящие листы 208А - 208Е, когда находятся в электрическом контакте, помогают формировать защитный слой от электромагнитной энергии, или проводящий слой 208. После укладки в процессе производства, могут иметься области электрического разрыва, заданные зазорами, места электрического разрыва, между смежными проводящими листами, в которых смежные проводящие листы не касаются или формируют омическое соединение, показанное на фиг. 4А и описанное ниже. Места электрического разрыва могут быть уменьшены или исключены вследствие использования соединителей 210. Соединители 210 могут быть проводящим материалом, таким как металл или металлический сплав, который расположен в местах электрического разрыва. Осаждение может создать омическое соединение между смежными проводящими листами 208А - 208Е.
Различные типы металлов могут быть использованы для проводящих листов и соединителей. В некоторых вариантах реализации проводящие листы или соединители могут быть металлом, таким как, алюминий, золото, серебро, титан или медь, или их сплавы, но не ограничиваясь указанными материалами. Выбор металлов может изменяться в зависимости от конкретных параметров или затрат, связанных с компонентом летательного аппарата, который необходимо выполнить. Например, особенно чувствительные компоненты могут быть защищены от электромагнитной энергии с использованием цельнорешетчатой металлической фольги, выполненной из золота, высокопроводящего металла с низким потенциалом окисления. Но затраты и вес при использовании золота могут быть не практичны. Следовательно, те же компоненты, и другие компоненты, могут быть защищены с использованием участков цельнорешетчатой металлической фольги, выполненной из алюминия или меди, менее дорогих металлов с достаточной проводимостью. Концепции и технологии, описанные в настоящем раскрытии, не ограничены каким-либо конструкционным выбором конкретного металла.
Композитная конструкция 200 может содержать любое число и типы слоев материала в соответствии с желаемым вариантом исполнения. Например, изоляционный слой 212 может содержать один или более слоев усиленных каучуком стекловолоконных слоев. Изоляционный слой 212 помогает предотвратить гальваническую коррозию и помогает улучшить эффекты несовпадения при термическом расширении, которые могут вызвать повреждение краски или других частей композитной конструкции 200. Композитная конструкция 200 может также содержать опорную сердцевину 214, охваченную слоями углеродных слоев 216 и 218. Опорная сердцевина 214 помогает увеличить конструкционную жесткость композитной конструкции 200 вместе с углеродными слоями 216 и 218.
На фиг. 2В показан вид в разрезе композитной конструкции 200 компонента летательного аппарата в других возможных конфигурациях. В некоторых конфигурациях поверхностный слой 206 и проводящий слой 208 могут быть скреплены вместе до процесса укладки. Когда скреплены вместе до процесса укладки, поверхностный слой 206 может перекрываться в различных местах для уменьшения или исключения швов в поверхностном слое 206. Швы могут позволять воде или другим загрязняющим веществам проникать в конструкцию и повреждать лежащую ниже композитную конструкцию 200. В конфигурации по фиг. 2В поверхностный слой 206 уложен участками, показанными как поверхностные участки 206А, 206В и 206С, которые совместно формируют поверхностный слой 206. Кроме того, в конфигурации по фиг. 2В, проводящий слой 208 уложен участками на поверхностные участки 206А, 206В и 206С, показанные как проводящие участки 208А, 208В и 206С, которые вместе формируют проводящий слой 208.
В уложенной конфигурации может присутствовать электрический разрыв между различными участками. Например, проводящий участок 208А может не находиться в электрическом контакте с проводящим участком 208В, так как поверхностный участок 206В расположен между ними. Для обеспечения электрического соединения в конфигурации, показанной на фиг. 2В, соединители 210А и 210В выполнены для замыкания перекрытия их соответствующих поверхностных участков 206А, 206И и 206С и проводящих участков 208А, 208И и 208С. Следует отметить, что физическое размещение различных показанных компонентов приведено только в качестве иллюстративного примера концепций и технологий, описанных в настоящем раскрытии. Следует понимать, что концепции и технологии, описанные в настоящем раскрытии, не ограничены каким-либо образом укладки или размещения слоев, формирующих композитную конструкцию 200.
На фиг. 3 показан вид сверху частично сконструированного композитного крыла 300 летательного аппарата. Крыло 300 летательного аппарата содержит барьер для электромагнитной энергии, сформированный из проводящих листов 208А - 208С. Проводящие листы 208А - 208С расположены вблизи друг друга для формирования проводящего слоя 208 крыла 300 летательного аппарата. Для увеличения возможности того, что края смежных проводящих листов омически соединены, между краями соответствующих проводящих листов 208А - 208С расположены соединители 210А и 210В. Соединители 210А и 210В могут быть сформированы из металла, осажденного с использованием различных технологий осаждения металла, как описано ниже.
Соединители 210А и 210В могут электрически соединять проводящие листы 208А - 208С друг с другом для создания непрерывной электрической цепи для защиты компонентов от ударов электромагнитной энергии и для рассеивания электромагнитной энергии. Соединители 210А и 210В могут также физически надежно прикреплять проводящие листы 208А - 208С друг к другу. Хотя, когда полностью сформирована и отверждена, композитная конструкция крыла 300 летательного аппарата частично или полностью лишает проводящие листы 208А - 208С подвижности, может быть полезным, в некоторых конфигурациях, дополнительно надежно закрепить проводящие листы 208А - 208С с использованием соединителей 210А и 210В.
Фиг.4А и 4В будут использованы для описания процесса осаждения металлического соединителя 210 в соответствии с различными вариантами реализации. На фиг. 4А показан вид сбоку в разрезе, изображающий проводящие листы 208А - 208С, которые расположены смежно и вблизи друг друга. Проводящие листы 208А -208С могут быть уложены из рулонов на поверхностный слой 206. До осаждения металла, формирующего соединители 210А и 210В, края проводящих листов 208А - 208С размещают вблизи друг друга. Например, задний край 320 участка 208А металлической фольги размещен вблизи переднего края 322 проводящего листа 208В. Также показано электрический разрыв 332. Электрический разрыв 332 является зазором между задним краем 320 в переднем краем 322, схематически изображенный, как область 333 электрического разрыва. В одном варианте исполнения область 333 электрического разрыва может быть задана как область, включающая электрический разрыв 332 между задним краем 320 и переднем краем 332.
Как описано выше, соединитель 210А может создавать омическое соединение между задним краем 320 и передним краем 322 для замыкания электрического разрыва 332 в области 333 электрического разрыва. Задний край 320 или передний край 322 может быть подготовлен для приема осажденного металла, который сформирует соединитель 210А. Например, поверхность заднего края 320 или переднего края 322 может быть изменена с использованием плазмы или твердых частиц для создания грубой поверхности, которая может лучше принимать осажденный металл и прикрепляться к нему. Другие технологии поверхности краев могут быть использованы и входят в объем настоящего раскрытия.
Когда проводящие листы 208А-208С размещены в положении, подходящем для соединения друг с другом и поверхность заднего края 320 и переднего края 322 готова для приема осажденного металла, начинают операцию осаждения металла. В конфигурации, показанной на фиг. 4А металл может быть осажден с использованием плазменного осаждения. Один пример плазменного осаждения относится к горячей плазме, которая вытесняет металлические частицы из металлической пластины. В некоторых вариантах исполнения горячая плазма может быть в форме дуги. Металлические частицы направляют в электрически разъединенные части. Могут быть использованы и другие технологии осаждения, и они входят в объем настоящего раскрытия. Процесс плазменного осаждения описан только в качестве описания. Кроме того, описанный процесс плазменного осаждения должен рассматриваться как общий процесс плазменного осаждения, а конкретные варианты исполнения или конфигурации приведены только в качестве примера.
Как показано на фиг. 4А, операцию плазменного осаждения начинают с использованием приспособления 324 для плазменного осаждения. Приспособление 324 для плазменного осаждения содержит металлическую пластину 326, которая обеспечивает металл, который будет осажден в электрический разрыв 332 для формирования металлического соединителя 210А, как показано в качестве примера на фиг. 4В. Как описано выше, металл, формирующий металлическую пластину 326, может изменяться в зависимости от конструкционных соображений для конкретного применения. Плазма 328 сформирована так, что заставляет частицы 330 металлической пластины 326 выходить и двигаться в направлении электрического разрыва 332. В некоторых конфигурациях металлическая пластина 326 может быть электродом, в то время как второй электрод (не показан) может быть расположен вблизи электрического разрыва 332. Указанные два электрода могут быть выполнены с возможностью обеспечения формирования плазмы 328 и для придания ускорения частицам 330 в направлении электрического разрыва 332.
В течение периода времени частицы 300 скапливаются в электрическом разрыве 332 для формирования металлического соединителя 210А, как показано на фиг. 4В. Количество частиц 330, которые могут скопиться в электрическом разрыве 332 для формирования металлического соединителя 210А, может изменяться в зависимости от конструкционных параметров конкретного варианта исполнения. Например, в некоторых вариантах исполнения, может требоваться высокая степень электрической или физической соединенности. В этом варианте исполнения относительно большое количество частиц 330 может скопиться в электрическом разрыве 332.
В других вариантах исполнения может требоваться только относительно малая степень электрической или физической соединенности. В этом варианте исполнения относительно малое количество частиц 330 может быть осаждено в электрическом разрыве 332. В других конфигурациях количество частиц 330, которые могут скопиться в электрическом разрыве 332, может быть таким, что соединитель 210А выровнен или по существу выровнен с проводящим листом 208А и проводящим листом 208В. В настоящем раскрытии термин «выровнен» означает, что профиль поверхности, сформированной из проводящих листов 208А и 208В и из соединителя 210А, по меньшей мере, по существу плоский с минимальными дефектами поверхности. В других конфигурациях количество частиц 330, которые могут скопиться в электрическом разрыве 332, может быть достаточным, так что соединитель 210А выше, чем верхняя плоскость проводящих листов 208А и 208В. Следует отметить, что концепции и технологии, описанные в настоящем раскрытии, не ограничены какой-либо конкретной формой, количеством или видом металла, осажденного для формирования соединителя 210А.
Кроме того, как описано выше, частицы 330 могут быть сформированы из одного или более металлов, создавая смесь металлов, формирующих металлический соединитель 210А. эти и другие конфигурации входят в объем настоящего раскрытия. Аналогично тому, как заполнен электрический разрыв 332 может быть заполнен и электрический разрыв 334. В некоторых вариантах исполнения электрический разрыв 332 и электрический разрыв 334 могут быть заполнены одновременно или в определенном порядке. Например, композитная конструкция, такая как крыло 300 по фиг. 3, может быть расположена для приема частиц 330 одновременно. Эта и другие технологии осаждения плазмы входят в объем настоящего раскрытия.
Обращаясь к фиг. 5, подробно описан пример процедуры для омического соединения смежных участков цельнорешетчатой металлической фольги в частичной композитной конструкции. Следует понимать, что может быть выполнено большее или меньшее количество операций, чем указано на фигурах и описано в настоящем раскрытии, в случае, если не указано обратное. Кроме того, в случае, если не указано обратное, данные операции могут быть также выполнены в порядке, отличном от указанного в настоящем раскрытии.
Процедура 500 начинается операцией 502, при которой формируют поверхностный слой 206. В некоторых вариантах исполнения поверхностный слой 206 содержит по меньшей мере один слой стекловолокна или другого материала. В некоторых вариантах исполнения поверхностный слой 206 формирует внешнюю часть композитной конструкции, на которую будет нанесена краска для завершения конструкции. После операции 502 в процедуре 500 переходят к операции 504, в которой множество проводящих листов 208А - 208С укладывают на поверхностный слой 206. В некоторых вариантах исполнения проводящие листы 208А - 208С поставляются производителем в рулонах, при этом производитель компонента летательного аппарата разворачивает проводящие листы 208А - 208С в полосы на поверхностном слое 206. Проводящие листы 208А - 208С, например, медная фольгу или цельнорешетчатая медная фольга, могут быть уложены в виде скрепленной системы с поверхностным слоем 206. В этой конфигурации осаждение металла при процессе плазменного осаждения может быть с шагом, а не стыковым соединением.
После операции 504 в процедуре 500 переходят к операции 506, в которой начинают осаждение металла плазмой для формирования соединителей 210А и 210В. Как описано выше, осаждение металла может быть выполнено с использованием различных технологий осаждения металла. Использование плазменного осаждения приведено только в качестве примера и в иллюстративных целях. В некоторых конфигурациях металл осаждают таким образом, чтобы омически соединить по меньшей мере часть смежных краев проводящих листов 208А - 208С. В других конфигурациях металл осаждают таким образом, чтобы физически соединить по меньшей мере часть смежных краем проводящих листов 208А - 208С.
После операции 506 в процедуре 500 переходят к операции 508, в которой заканчивают осаждение металла для формирования соединителей 208А - 208С. Количество и тип металла, включая различные сплавы металла или другие компоненты, определяют на основании различных конструкционных соображений. Как описано выше, количество металла, формирующего соединители, может варьироваться для создания относительно более сильных физических или электрических связей. После операции 508 в процедуре 500 переходят к операции 510, в которой формируют оставшиеся части композитной конструкции. Например, на фиг. 2 показана композитная конструкция 200, имеющая изоляционный слой 212 и опорную сердцевину 214. В некоторых конфигурациях опорная сердцевина 214 выполнена охваченной углеродными слоями 216 и 218.
На фиг. 6 показан подробный пример процедуры обеспечения защиты от ударов электромагнитной энергией в компонентах летательных аппаратов. Следует понимать, что может выполняться большее или меньшее количество операций, чем показано на фигурах и описано в настоящем раскрытии, в случае, если не указано обратное. Кроме того, в случае, если не указано обратное, данные операции могут быть выполнены в порядке, отличном от описанного в настоящем раскрытию.
Процедура 600 начинается с операции 602, в которой создают композитную конструкцию компонента летательного аппарата. В некоторых примерах композитная конструкция имеет поверхностный слой. После операции 602 в процедуре 600 переходят к операции 604, в которой создают множество проводящих листов. В некоторых конфигурациях проводящие листы находятся вблизи или контактируют с поверхностным слоем. В других конфигурациях проводящие листы являются металлическими листами. В еще одних конфигурациях проводящие листы являются листами или сеткой цельнорешетчатой металлической фольги. При укладке проводящих листов между двумя проводящими листами могут быть электрические разрывы. Электрические разрывы могут быть зазорами или пространствами между проводящими листами. После операции 604 в процедуре 600 переходят к операции 606, в которой электромагнитный удар по меньшей мере в один проводящий лист из множества проводящих листов направляют на второй проводящий лист из множества проводящих листов по меньшей мере через один соединитель. В некоторых конфигурациях соединители являются проводящим материалом, осажденным в электрических разрывах. В некоторых конфигурациях соединители могут быть материалом, осажденным с использованием процесса плазменного осаждения.
Объект, описанный выше, приведен в только качестве иллюстративного примера и не должен рассматриваться как ограничивающий. Могут быть выполнены различные модификации и изменения объекта, описанного в настоящем раскрытии, не следуя примерным вариантам реализации и применения, показанным и описанным, и без выхода за пределы задумки и объема настоящего раскрытия, который приведен в формуле изобретения.
Claims (36)
1. Компонент летательного аппарата, содержащий:
множество слоев,
проводящий слой (208), расположенный в одной плоскости и вблизи указанного множества слоев и формирующий область (333) электрического разрыва, заданную зазором между смежными проводящими листами (208А, 208В, 208С, 208D, 208Е) проводящего слоя (208), и
соединитель (210A, 210В), содержащий проводящий материал, который создает омическое соединение между смежными проводящими листами (208А, 208В, 208С, 208D, 208Е) проводящего слоя (208) для замыкания указанного зазора в области (333) электрического разрыва,
причем соединитель (210A, 210В) содержит металл, сформированный при процессе плазменного осаждения.
2. Компонент летательного аппарата по п. 1, в котором смежные проводящие листы содержат металл.
3. Компонент летательного аппарата по п. 2, в котором указанный металл включает медь, алюминий, золото, серебро, титан или их сплавы.
4. Компонент летательного аппарата по пп. 1, 2 или 3, в котором смежные проводящие листы (208А, 208В, 208С, 208D, 208Е) содержат участки цельнорешетчатой металлической фольги.
5. Компонент летательного аппарата по п. 1, в котором указанный металл содержит алюминий, медь, золото, серебро или их сплавы.
6. Компонент летательного аппарата по пп. 1, 2 или 3, в котором множество слоев содержит:
поверхностный слой (206),
изоляционный слой (212),
опорную сердцевину (214) и
множество углеродных слоев (216, 218), охватывающих опорную сердцевину (214).
7. Компонент летательного аппарата по пп. 1, 2 или 3, в котором соединитель (210A, 210В) по существу выровнен с указанными смежными проводящими листами (208А, 208В, 208С, 208D, 208Е).
8. Способ формирования композитной конструкции для компонента летательного аппарата, включающий:
формирование множества слоев,
укладку проводящего слоя (208) в одной плоскости и вблизи указанного множества слоев, который содержит область (333) электрического разрыва, заданную зазором между смежными проводящими листами (208А, 208В, 208С, 208D, 208Е) проводящего слоя (208), и
заполнение по меньшей мере части указанного зазора между смежными проводящими листами (208А, 208В, 208С, 208D, 208Е) посредством осаждения соединителя (210A, 210В), содержащего проводящий материал, который создает омическое соединение между смежными проводящими листами (208А, 208В, 208С, 208D, 208Е) проводящего слоя (208) для замыкания указанного зазора в области (333) электрического разрыва,
причем соединитель (210A, 210В) содержит металл, сформированный при процессе плазменного осаждения.
9. Способ по п. 8, в котором смежные проводящие листы (208А, 208В, 208С, 208D, 208Е) содержат металл.
10. Способ по п. 9, в котором указанный металл включает медь, алюминий, золото, серебро или их сплавы.
11. Способ по пп. 8, 9 или 10, в котором смежные проводящие листы (208А, 208В, 208С, 208D, 208Е) содержат участки цельнорешетчатой металлической фольги.
12. Способ по п. 8, в котором указанный металл включает алюминий, медь, золото, серебро или их сплавы.
13. Способ по п. 8, в котором формирование множества слоев включает:
создание поверхностного слоя (206),
создание изоляционного слоя (212),
создание опорной сердцевины (214) и
создание множества углеродных слоев (216, 218), охватывающих опорную сердцевину (214).
14. Способ по п. 8, включающий:
создание композитной конструкции для компонента летательного аппарата, содержащей множество слоев,
создание проводящего слоя в указанном множестве слоев, содержащего первый проводящий лист (208А) и второй проводящий лист (208В),
обеспечение соединителя, осажденного с использованием процесса плазменного осаждения, причем соединитель (210A, 210В) содержит проводящий материал, который создает омическое соединение между первым проводящим листом (208А) и вторым проводящим листом (208В), и
направление электромагнитного удара на первый проводящий лист (208А) ко второму проводящему листу (208В) через соединитель (210A, 210В).
15. Способ по п. 14, в котором первый проводящий лист (208А) или второй проводящий лист (208В) содержит участки цельнорешетчатой металлической фольги.
16. Летательный аппарат, содержащий компонент летательного аппарата по п. 1.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US13/845,538 | 2013-03-18 | ||
| US13/845,538 US9643734B2 (en) | 2013-03-18 | 2013-03-18 | Electromagnetic energy surface protection |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2014106931A RU2014106931A (ru) | 2015-08-27 |
| RU2662870C2 true RU2662870C2 (ru) | 2018-07-31 |
Family
ID=50071548
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014106931A RU2662870C2 (ru) | 2013-03-18 | 2014-02-25 | Защита поверхности от электромагнитной энергии |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US9643734B2 (ru) |
| EP (1) | EP2781452B1 (ru) |
| JP (1) | JP6541935B2 (ru) |
| CN (1) | CN104058086B (ru) |
| AU (1) | AU2014200543B2 (ru) |
| BR (1) | BR102014006367B1 (ru) |
| RU (1) | RU2662870C2 (ru) |
Families Citing this family (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3029062B1 (fr) | 2014-11-21 | 2019-06-21 | Airbus Group Sas | Dispositif conducteur destine a etre monte en surface des pieces en materiaux composites et procede pour realiser un tel dispositif |
| US10155373B2 (en) * | 2015-10-16 | 2018-12-18 | Quest Integrated, Llc | Printed multifunctional skin for aerodynamic structures, and associated systems and methods |
| GB2545655A (en) * | 2015-12-18 | 2017-06-28 | Airbus Operations Ltd | A structure formed from composite material |
| US10343791B2 (en) | 2016-08-16 | 2019-07-09 | The Boeing Company | Integrated current return network in composite structures |
| EP3299297B1 (en) * | 2016-09-27 | 2018-12-12 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | A rotary wing aircraft with a structural arrangement that comprises an electrically conductive connection |
| US11477888B2 (en) * | 2018-10-08 | 2022-10-18 | Quest Integrated, Llc | Printed multifunctional skin for aerodynamic structures and associated systems and methods |
| US11376812B2 (en) | 2020-02-11 | 2022-07-05 | Helicoid Industries Inc. | Shock and impact resistant structures |
| GB2614720A (en) * | 2022-01-13 | 2023-07-19 | Airbus Operations Ltd | Lightning strike protection layer |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4888451A (en) * | 1988-11-29 | 1989-12-19 | United Technologies Corporation | Electrical continuity means for composite joints |
| US20090001217A1 (en) * | 2007-06-28 | 2009-01-01 | The Boeing Company | Pre-fabricated article for eme protection of an aircraft |
| RU2448875C2 (ru) * | 2008-03-24 | 2012-04-27 | Мицубиси Хеви Индастрис, Лтд. | Узел летательного аппарата |
| DE102011119844A1 (de) * | 2011-05-26 | 2012-12-13 | Eads Deutschland Gmbh | Verbundstruktur mit Eisschutzvorrichtung sowie Herstellverfahren |
Family Cites Families (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| TW594881B (en) * | 2003-07-01 | 2004-06-21 | Au Optronics Corp | Method of repairing thin film transistor circuit on display panel by local thin film deposition |
| US7525785B2 (en) * | 2006-12-14 | 2009-04-28 | The Boeing Company | Lightning strike protection method and apparatus |
| US7835130B2 (en) * | 2007-10-05 | 2010-11-16 | The Boeing Company | Method and apparatus for lightning protection of a composite structure |
| US8206823B2 (en) | 2008-04-14 | 2012-06-26 | The Boeing Company | System and method for fabrication of integrated lightning strike protection material |
| WO2010135318A2 (en) | 2009-05-19 | 2010-11-25 | Adc Acquisition Company | Methods for forming a structure having a lightning strike protection |
| FR2964341B1 (fr) * | 2010-09-07 | 2014-02-28 | Eads Europ Aeronautic Defence | Procede de realisation d'une piece electriquement et ou thermiquement conductrice en materiau composite et piece obtenue |
| US8882023B2 (en) | 2011-04-11 | 2014-11-11 | The Boeing Company | Aircraft structural assembly with electromagnetic protection |
| DE102011112518B4 (de) * | 2011-05-27 | 2020-01-09 | Airbus Defence and Space GmbH | Verfahren zur Herstellung einer Oberflächenstruktur mit Blitzschutz sowie Fahrzeugbauteilherstellverfahren |
| US20130271891A1 (en) * | 2012-04-13 | 2013-10-17 | Dexmet Corporation | Metallic Mesh and Lightning Strike Protection System |
-
2013
- 2013-03-18 US US13/845,538 patent/US9643734B2/en active Active
-
2014
- 2014-01-31 AU AU2014200543A patent/AU2014200543B2/en active Active
- 2014-02-12 EP EP14154909.7A patent/EP2781452B1/en active Active
- 2014-02-25 RU RU2014106931A patent/RU2662870C2/ru active
- 2014-03-13 JP JP2014050401A patent/JP6541935B2/ja active Active
- 2014-03-17 CN CN201410098865.6A patent/CN104058086B/zh active Active
- 2014-03-17 BR BR102014006367-6A patent/BR102014006367B1/pt active IP Right Grant
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4888451A (en) * | 1988-11-29 | 1989-12-19 | United Technologies Corporation | Electrical continuity means for composite joints |
| US20090001217A1 (en) * | 2007-06-28 | 2009-01-01 | The Boeing Company | Pre-fabricated article for eme protection of an aircraft |
| RU2448875C2 (ru) * | 2008-03-24 | 2012-04-27 | Мицубиси Хеви Индастрис, Лтд. | Узел летательного аппарата |
| DE102011119844A1 (de) * | 2011-05-26 | 2012-12-13 | Eads Deutschland Gmbh | Verbundstruktur mit Eisschutzvorrichtung sowie Herstellverfahren |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP2781452B1 (en) | 2018-12-19 |
| AU2014200543B2 (en) | 2017-06-15 |
| RU2014106931A (ru) | 2015-08-27 |
| US20150090836A1 (en) | 2015-04-02 |
| BR102014006367A2 (pt) | 2014-11-04 |
| EP2781452A1 (en) | 2014-09-24 |
| US9643734B2 (en) | 2017-05-09 |
| JP2015110401A (ja) | 2015-06-18 |
| AU2014200543A1 (en) | 2014-10-02 |
| CN104058086A (zh) | 2014-09-24 |
| JP6541935B2 (ja) | 2019-07-10 |
| CN104058086B (zh) | 2019-01-18 |
| BR102014006367B1 (pt) | 2021-11-30 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2662870C2 (ru) | Защита поверхности от электромагнитной энергии | |
| JP5805706B2 (ja) | 導電スクリムを組み込んだ構造用接着フィルム | |
| US7525785B2 (en) | Lightning strike protection method and apparatus | |
| ES2400979T3 (es) | Método y aparato para la protección frente a rayos de una estructura compuesta | |
| CA1316232C (en) | Electrical continuity means for composite joints | |
| US10384794B2 (en) | Edge seals for composite structure fuel tanks | |
| ES2513515T3 (es) | Manta calefactora electrotérmica | |
| JP6120291B2 (ja) | 導電層を有する複合パネルのための修復装置及び方法 | |
| US7014143B2 (en) | Aircraft lightning strike protection and grounding technique | |
| EP3401542B1 (en) | System and method to protect surfaces from lightning strikes | |
| US20210087694A1 (en) | Structural arrangement with a fiber reinforced polymer component and a cold gas sprayed electrically conductive layer | |
| US20150283653A1 (en) | Method for repairing an electrical heating element of a wind turbine rotor blade | |
| US20070201179A1 (en) | Gap lightning surface protection of composite structures | |
| CN107787273B (zh) | 包括倒角支架的修复件和用于加固由复合材料制成的受损结构元件的倒角支架部件 | |
| CN211376212U (zh) | 一种闪电防护结构 | |
| CN104802981A (zh) | 一种碳纤维复合材料舵面闪电防护方法 | |
| CN107264837B (zh) | 卫星大型复合材料桁架的空间静电放电防护设计方法 | |
| GB2545655A (en) | A structure formed from composite material |