WO2009095335A2 - Faserverbundbauteil für ein luft- oder raumfahrzeug - Google Patents

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Abstract

Bei einem Faserverbundbauteil (1) für ein Luft- oder Raumfahrzeug, welches zumindest abschnittsweise elektrisch leitfähige Fasern (6) aufweist, sind die Fasern (6) für eine Strombeaufschlagung zur Erwärmung der Fasern (6) und/ oder zur Messung des elektrischen Widerstands der Fasern (6) mit einer elektrischen Energiequelle gekoppelt.

Description

Faserverbundbauteil für ein Luft- oder Raumfahrzeug
Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf ein Faserverbundbauteil für ein Luft- oder Raumfahrzeug.
Obwohl auf beliebige Faserverbundbauteile anwendbar, werden die vorliegende Erfindung sowie die ihr zugrunde liegende Problematik nachfolgend mit Bezug auf Kohlefaserkunststoff (CFK) -Bauteile (auch als Faserverbundbauteile bezeichnet), beispielsweise Rumpf, Flügel, Seitenleitwerk eines Flugzeugs, näher erläutert.
Die Verwendung von Faserverbundbauteilen ist im Flugzeugbau weit verbreitet. Sie werden zum Beispiel durch Vakuuminfusionsverfahren zum Einbringen einer Matrix, beispielsweise eines Epoxidharzes, in Faserhalbzeuge und nachfolgendem Härten hergestellt. Infusionsverfahren können gegenüber anderen bekannten Verfahren zur Herstellung von Faserverbundbauteilen, wie beispielsweise dem Prepreg-Verfahren, kostengünstig sein, weil dies die Verwendung von kostengünstigeren Faserhalbzeugen erlaubt.
Bestimmte Bereiche, wie beispielsweise Profilnasen bzw. Flügelvorderkanten und/oder Oberflächen der Flügel, können bei bestimmten Umgebungsbedingungen vereisen und den Auftrieb und das Gewicht des Luftfahrzeugs erheblich verändern. Maßnahmen gegen Vereisung sind zum Beispiel unter anderem Systeme, die eine Profilnase mit aufblasbaren Bereichen zum Absprengen von Vereisungen besitzen. Andere Vorrichtungen verwenden elektrische Heizelemente, die entweder direkt oder indirekt (induktiv) mit elektrischer Energie versorgt werden. Noch weitere Lösungen bestehen darin, Warmluft durch eine Vielzahl von Öffnungen in dem Bauteil auf die Oberfläche auszublasen. All diesen Lösungen ist gemein, dass sie einerseits zusätzliches Gewicht durch Zuleitungen und Vorrichtungen dem Luftfahrzeug zufügen und/oder andererseits Zusatzkosten bei der Herstellung verursachen.
Vor diesem Hintergrund liegt der vorliegenden Erfindung die Aufgabe zugrunde, ein Faserverbundbauteil bereitzustellen, um die oben genannten Nachteile zu beheben bzw. erheblich zu reduzieren.
Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe durch ein Faserverbundbauteil mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 gelöst.
Demgemäß wird ein Faserverbundbauteil für ein Luft- oder Raumfahrzeug mit zumindest abschnittsweise angeordneten elektrisch leitfähigen Fasern bereitgestellt. Die elektrisch leitfähigen Fasern können für eine Strombeaufschlagung zur Erwärmung der Fasern und/oder zur Messung des elektrischen Widerstands der Fasern mit einer elektrischen Energiequelle gekoppelt sein.
In den Unteransprüchen finden sich vorteilhafte Ausgestaltungen und Verbesserungen der vorliegenden Erfindung.
Eine grundlegende Idee der Erfindung besteht darin, Kohlenstofffasern, Naturfasern, Borfasern und/oder Glasfasern, die mit einer metallischen Schicht überzogen sind, als leitfähiges Material in Prepreg- oder Infusionsbauteilen einzusetzen. Auf Grund der Metallisierung weisen die Fasern gute elektrische Leitfähigkeit auf. Das Material kann in Tapelegeprozes- sen (ATL, AFP) verarbeitet werden, die auch mit anderem Material für das Faserverbundbauteil Verwendung finden.
Somit weist die vorliegende Erfindung gegenüber den eingangs genannten Ansätzen unter anderem den Vorteil auf, dass der extrem dünne metallische Überzug Gewichtsvorteile bietet. Die elektrische Energiequelle kann zur Bereitstellung einer vorher festlegbaren elektrischen Leistung zur Erwärmung der zumindest abschnittsweise elektrisch leitfähigen Fasern ausgelegt sein. Zum Beispiel kann die elektrische Energie der Bordenergieversorgung des Luft- oder Raumfahrzeugs entnommen werden. Auch eine indirekte Kopplung der elektrischen Energiequelle mit den zumindest abschnittsweise elektrisch leitfähigen Fasern ist mittels einer induktiven Kopplung möglich, welche zum Beispiel Induktionsschleifenleitungen aufweist, die an oder in dem Faserverbundbauteil mit installiert sind..
Die elektrische Energiequelle kann zur Bereitstellung eines vorher festlegbaren Messstroms und/oder einer vorher festlegbaren MessSpannung ausgebildet und mit einer Messeinrichtung zur Messung von äußeren Krafteinwirkungen bewirkten Längenänderungen der zumindest abschnittsweise elektrisch leitfähigen Fasern gekoppelt sein. So ist es möglich, je nach Anschluss und Anordnung der leitfähigen Fasern in dem Faserverbundbauteil, den Widerstand des Metallüberzugs der leitfähigen Fasern in Abhängigkeit von einer aufgebrachten Kraft bei Betrieb des Luft- oder Raumfahrzeugs in allen Betriebszuständen zu messen und daraus zum Beispiel die Belastung des Bauteils bzw. bestimmter Abschnitte des Bauteils zu beurteilen, dem Luftfahrzeugführen anzuzeigen und/oder automatisch geeignete Maßnahmen zur Beherrschung der jeweiligen Belastungssituation einzuleiten.
In einer alternativen Ausführung ist es vorgesehen, dass die zumindest abschnittsweise elektrisch leitfähigen Fasern zur Ankopplung an ein Blitzschutzsystem eines Luft- und Raumfahrzeugs ausgebildet sind.
Nach heutigem Stand der Technik wird zum Blitzschutz bei Luft- oder Raumfahrzeugen mit derartigen Verbundbauteilen ein mit Harz vorimprägniertes Kupfer- oder Bronzemesh oder -folie als erste Lage in das Verbundbauteil eingebracht. EP 0 248 122 Bl gibt dazu Beispiele an. Bei Prepregbauteilen macht sich die Dicke des Materials {im Vergleich zum Kohlefaser- Prepreg) insbesondere bei Überlappungen negativ bemerkbar. Hier kommt es vielfach zur Ausbildung von Falten oder Wellen, die zu Nacharbeiten führen. Hinzu kommt das relativ hohe Gewicht des Mesh. Die Handhabung des Mesh-Materials erfordert besondere Umsicht, da ein Knicken oder Aufrollen größerer Zuschnitte ebenfalls zu massiven Wellen im Bauteil führen kann. Das Material kann bisher nur von Hand verarbeitet werden. Durch die vorliegende Erfindung können diese Nachteile überwunden werden.
Ferner ist eine Kombination von Gewebe- oder UD-Prepreg mit metallisierten Fasern auf der Oberfläche des Verbundbauteils denkbar. So kann Strukturfestigkeit über das Langfasermaterial, gute Leitfähigkeit für Erwärmung, gute Verteilung der Blitzschlagenergie im Falle eines Anschlusses an ein Blitzschutzsystem, und durch unterschiedliche Ausrichtung der elektrisch leitfähigen Fasern in Bezug auf Längs- und Querachsen des Faserverbundbauteils eine Belastung desselben über den Widerstand der metallischen Schichten der Fasern in unterschiedlichen Richtungen ermittelt werden.
Genauso ist eine Kombination mit Glasgeweben möglich. Das metallisierte Material kann genau wie heutige Prepreg- oder Trockenmaterialien in verschiedenen Flächengewichten angeboten werden.
Die Erfindung wird im Folgenden anhand von Ausführungsbeispielen unter Bezugnahme auf die beiliegenden Figuren der Zeichnung näher erläutert.
Von den Figuren zeigen:
Fig. 1 eine perspektivische Ansicht eines Ausführungsbeispiels eines erfindungsgemäßen Faserverbundbauteils als Tragflächenabschnitt eines Luftoder Raumfahrzeugs ; Fig. 2 eine vergrößerte schematisierte Schnittansicht längs Linie A-A nach Fig . 1 ; und
Fig. 3 eine vergrößerte Querschnittsansicht eines Aus- führυngsbeispiels einer elektrisch leitfähigen Faser mit einer metallischen Schicht.
In den Figuren bezeichnen dieselben Bezugszeichen gleiche oder funktionsgleiche Komponenten, soweit nichts Gegenteiliges angegeben ist.
Fig. 1 zeigt eine perspektivische Ansicht eines Ausführungs- beispiels eines erfindungsgemäßen Faserverbundbauteils 1 als Tragflächenabschnitt eines Luft- oder Raumfahrzeugs (nicht dargestellt) .
Der Tragflächenabschnitt weist ein bestimmtes Profil im gezeigten Querschnitt 15 mit einer Vorderkante 1 und einer um den Querschnitt 15 umlaufenden Oberfläche 3 auf. Der Tragflächenabschnitt wird bei Betrieb des Luft- oder Raumfahrzeugs vollständig von Luft umströmt, wobei seine Vorderkante 2 und bestimmte Bereiche seiner Oberfläche 3 bei bestimmten Umgebungsbedingungen vereisen können. In diesen Bereichen, zum Beispiel in einem Anströmbereich 10 der Vorderkante 2 {im Querschnitt schraffiert) , einem oder mehreren Längs- oder Querbereichen 11, 12 oder in Bereichsfeldern 13, weist das Faserverbundbauteil 1 in der zugehörigen Oberfläche 3 elektrisch leitfähige Fasern 6 (siehe Fig. 2) auf, die mit einer elektrischen Energiequelle, zum Beispiel dem elektrischen Bordnetz des Luft- oder Raumfahrzeugs, zur Erzeugung von Wärme in Verbindung stehen.
Diese Verbindung kann in Abhängigkeit von den Umgebungsbedingungen schaltbar sein, wobei zum Beispiel mehrere Parameter {Luftströmungsgeschwindigkeit, Druck und Temperatur) als Ein- flussgrößen verwendet werden.
Diese Verbindung kann direkt über nicht gezeigte Anschluss- leitungen oder indirekt über ein Induktionseiement 14 erfolgen, welches innerhalb des Faserverbundbauteils 1 korrespondierend zu den jeweiligen zu erwärmenden Bereichen angeordnet ist.
Die elektrisch leitfähigen Fasern 6 (siehe Fig. 2) in den jeweiligen Bereichen können auch mit einer elektrischen Energiequelle verbunden bzw. verbindbar sein, die zur Lieferung eines Messstroms ausgebildet ist, mit welchem ein Widerstand elektrisch leitfähiger Fasern 6 messbar ist. Dazu können die elektrisch leitfähigen Fasern 6 in den Längsbereichen 11 in Längsrichtung oder in den Querbereichen 12 in Querrichtung des Faserverbundbauteils 1 angeordnet sein, um korrespondierend zu diesen Richtungen Belastungen zu ermitteln, die durch angreifende Kräfte erzeugt werden. Diese Kräfte verändern durch Veränderung der Länge der elektrisch leitfähigen Fasern 6 deren Widerstand, was in einer geeigneten angeschlossenen Meεseinrichtung mit Verarbeitung der Widerstandswerte zur Belastungsanzeige bestimmter Bereiche benutzt werden kann.
Es können hierzu auch einzelne Teilbereiche, die hier nur schematisch als Bereichsfelder 13 angedeutet sind, verwendet werden .
In Fig. 2 ist eine vergrößerte schematisierte Schnittansicht längs Linie A-A nach Fig. 1 des Faserverbundbauteils 1 illustriert .
Das Faserverbundbauteil 1 besteht aus mehreren Schichten, die hier schematisch als untere Standardschichten 5 und Oberschichten 4 an der Oberfläche 3 dargestellt sind. Die elektrisch leitfähigen Fasern 6 verlaufen in den Oberschichten in Längsrichtung des Faserverbundbauteils 1, wie in Fig. 1 dargestellt ist. Andere Richtungen sind selbstverständlich mög- lieh.
Ein Beispiel einer derartigen elektrisch leitfähigen Faser 6 zeigt Fig. 3 in einem vergrößerten Querschnitt. Eine Faser 7, zum Beispiel aus Kohlenstoff oder Glas, ist mit einer Schicht aus Haftvermittler 8 beschichtet, welcher eine Anhaftung einer metallischen Schicht 9 an dem gesamten Umfang der Faser 7 sicherstellt. Diese metallische Schicht kann in unterschiedlichen Verfahren aufgebracht werden, die hier nicht erläutert werden sollen. Das Material ist vorzugsweise ein Metall oder eine metallische Legierung mit guten elektrischen Leiteigenschaften.
Obwohl die vorliegende Erfindung anhand bevorzugter Ausführungsbeispiele vorliegend beschrieben wurde, ist sie darauf nicht beschränkt, sondern auf vielfältige Weise modifizierbar.
Beispielsweise kann anstelle des Induktionselementes auch ein Mikrowellengenerator Verwendung finden.
Die elektrisch leitfähigen Fasern 6 können sowohl unidirekti- onal (UD~Tape) als auch in Gewebeformation angeordnet sein. Bei einem Gewebe sind Widerstandsmessungen auch in anderen Richtungen relativ zur Längs- und Querachse des Faserverbundbauteils 1 möglich.
Eine gute Leitfähigkeit des gesamten korrespondierenden Bereiches, insbesondere im Fall von Ankopplung an ein Blitzschutzsystem, kann dadurch erreicht werden, dass sich die Fasern 6 nebeneinander und übereinander berühren, was auch zum Beispiel bei einem gewebten Band möglich ist.
Die elektrisch leitfähigen Fasern 6 können auch zusätzlich oder nur innerhalb der Standardschichten 5 oder an der Innenfläche des Faserverbundbauteils 1 angeordnet sein. Bei Vorflügeln und Klappen bieten den elektrisch leitfähigen Fasern 6 besondere Gewichts- und Raumvorteile.
Bei einem Faserverbundbauteil 1 für ein Luft- oder Raumfahrzeug, welches zumindest abschnittsweise elektrisch leitfähige Fasern 6 aufweist, sind die Fasern 6 für eine Strombeauf- schlagung zur Erwärmung der Fasern 6 und/oder zur Messung des elektrischen Widerstands der Fasern 6 mit einer elektrischen Energiequel1e gekoppelt .
B e z u g s z e i c h e n l i s t e
Faserverbundbauteil Vorderkante Oberfläche Oberschichten Standardschichten Elektrisch leitfähige Fasern Faser Haftvermittler Metallische Schicht Anströmbereich Längsbereich Querbereich Bereichsfeld Induktionselement Querschnitt

Claims

P a t e n t a n s p r ü c h e
1. Faserverbundbauteil (1) für ein Luft- oder Raumfahrzeug, welches elektrisch leitfähige Fasern (6) zumindest abschnittsweise aufweist, die für eine Strombeaufschlagung zur Erwärmung der Fasern (6) und/oder zur Messung des elektrischen Widerstands der Fasern (6) mit einer elektrischen Energiequelle gekoppelt sind.
2. Faserverbundbauteil (1) nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet , dass die Fasern (6) aus einem elektrisch leitfähigen Material bestehen und/oder mit einer metallischen Schicht (9) überzogen sind
3. Faserverbundbauteil (1) nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet , dass die Fasern (6) Kohlenstofffasern, Naturfasern, Borfasern und/oder Glasfasern aufweisen.
4. Faserverbundbauteil (1) nach zumindest einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet , dass die elektrische Energiequelle zur Bereitstellung einer vorher festlegbaren elektrischen Leistung zur Erwärmung der zumindest abschnittsweise elektrisch leitfähigen Fasern (6) ausgelegt ist.
5. Faserverbundbauteil (1) nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet , dass die indirekte Kopplung der elektrischen Energiequelle mit den zumindest abschnittsweise elektrisch leitfähigen Fasern (6) eine induktive Kopplung ist.
6. Faserverbundbauteil (1) nach zumindest einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet , dass die elektrische Energiequelle zur Bereitstellung eines vorher festlegbaren Messstroms und/oder einer vorher festlegbaren Messspannung ausgebildet ist.
7. Faserverbundbauteil (1) nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet , dass die elektrische Energiequelle mit einer Messeinrichtung zur Messung von äußeren Krafteinwirkungen bewirkten Längenänderungen der zumindest abschnittsweise elektrisch leitfähigen Fasern (6) gekoppelt ist.
8. Faserverbundbauteil (1) nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet , dass die Messeinrichtung zur Widerstandsmessung der metallischen Schichten (9) der Fasern (6) ausgebildet ist,
9. Faserverbundbauteil (1) nach zumindest einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet , dass die zumindest abschnittsweise elektrisch leitfähigen Fasern (6) zur Ankopplung an ein Blitzschutzsystem eines Luft- und Raumfahrzeugs ausgebildet sind.
10. Faserverbundbauteil (1) nach zumindest einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet , dass die zumindest abschnittsweise elektrisch leitfähigen Fasern (1) zumindest teilweise in Oberschichten (4) des Faserverbundbauteils (1) angeordnet sind.
11. Faserverbundbauteil (1) nach zumindest einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet , dass das Faserverbundbauteil (1) aus Prepreg- und/oder Infusionsbauteilen hergestellt ist, die zumindest abschnittsweise elektrisch leitfähigen Fasern (6) als uni- direktionales Band oder/und Gewebeband aufweisen.
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Families Citing this family (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9004407B2 (en) * 2008-12-24 2015-04-14 Middle River Aircraft Systems Anti-icing system and method for preventing ice accumulation
US8231080B2 (en) 2009-02-26 2012-07-31 The Boeing Company Distributing power in systems having a composite structure
DE102011119844A1 (de) 2011-05-26 2012-12-13 Eads Deutschland Gmbh Verbundstruktur mit Eisschutzvorrichtung sowie Herstellverfahren
DE102012002132A1 (de) 2012-02-03 2013-08-08 Airbus Operations Gmbh Vereisungsschutzsystem für ein Flugzeug und Verfahren zum Betreiben eines Vereisungsschutzsystems
FR2988639B1 (fr) * 2012-04-02 2014-06-13 Hexcel Reinforcements Materiau aux proprietes de conductivite ameliorees pour la realisation de pieces composites en association avec une resine
US9072184B2 (en) 2012-10-24 2015-06-30 The Boeing Company Carbon fiber spacecraft panel with integral metallic foil power return
GB2513652A (en) * 2013-05-03 2014-11-05 Rolls Royce Plc Vehicle composite structure
US9463879B2 (en) * 2014-03-03 2016-10-11 The Boeing Company Systems and methods for predicting and controlling ice formation
GB2531522B (en) * 2014-10-20 2018-05-09 Bae Systems Plc Strain sensing in composite materials
FR3028205B1 (fr) * 2014-11-10 2018-01-05 Airbus Operations Procede de fabrication d'un panneau en materiau composite integrant une protection contre la foudre et panneau en materiau composite fabrique selon ledit procede
DE102015112302A1 (de) 2015-07-28 2017-02-02 Fraunhofer-Gesellschaft zur Förderung der angewandten Forschung e.V. Verfahren und Vorrichtung zur Herstellung eines Halbzeugs
CN107323648A (zh) * 2017-06-22 2017-11-07 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 复合材料飞机的传导金属网络
FR3081367A1 (fr) * 2018-05-24 2019-11-29 Airbus Operations Procede d'assemblage par soudage d'au moins deux pieces en materiau composite et assemblage de pieces en materiau composite ainsi obtenu
CN111731485B (zh) * 2020-07-03 2021-09-03 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种自主间歇式除冰装置及其安装方法和除冰方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0188160A1 (de) * 1984-12-26 1986-07-23 AEROSPATIALE Société Nationale Industrielle Enteisungsanlage für eine Flügelstruktur
WO1991011891A1 (en) * 1990-01-24 1991-08-08 Hastings Otis Electrically conductive laminate for temperature control of surfaces
US5132168A (en) * 1990-07-05 1992-07-21 Rohr, Inc. Lightning strike protection for composite aircraft structures
JP2001278195A (ja) * 2000-03-29 2001-10-10 Kawasaki Heavy Ind Ltd 航空機用除氷装置

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2992317A (en) * 1957-10-14 1961-07-11 Goodrich Co B F Electrically heated ice-removal apparatus
DE1273337B (de) * 1966-05-04 1968-07-18 Hamburger Flugzeugbau G M B H Enteisungsanlage fuer Flugzeuge
FR2213871B1 (de) * 1973-01-11 1975-03-28 Aerospatiale
US4755904A (en) 1986-06-06 1988-07-05 The Boeing Company Lightning protection system for conductive composite material structure
CA2144410C (en) * 1992-09-14 2003-04-22 Jack Douglas Boyd Reducing galvanic degradation of hybrid metal/composite structures
CA2176359C (en) 1993-11-30 2004-01-27 David Charles Lawson An electrically conductive composite heater and method of manufacture
EP0829186B1 (de) * 1995-05-26 2003-08-13 QinetiQ Limited Verbundwerkstoffe
FR2744872B1 (fr) * 1996-02-08 1998-04-10 Eurocopter France Dispositif de chauffage d'un profil aerodynamique
US6384611B1 (en) * 1996-11-18 2002-05-07 The B. F. Goodrich Company Ice thickness detector
FR2756253B1 (fr) * 1996-11-27 1999-01-29 Eurocopter France Elements resistifs pour le chauffage d'un profil aerodynamique, et dispositif de chauffage d'un profil aerodynamique incorporant de tels elements
AU2071701A (en) 1999-12-10 2001-06-18 Thermion Systems International A thermoplastic laminate fabric heater and methods for making same
BR0214061A (pt) * 2001-11-13 2004-10-13 Dow Global Technologies Inc Composição eletricamente condutora de polìmero termoplástico
DK1483939T3 (da) * 2002-02-11 2008-12-08 Dartmouth College Systemer og metoder til modifikation af en is-til-objekt grænseflade
US7014357B2 (en) * 2002-11-19 2006-03-21 Rosemount Aerospace Inc. Thermal icing conditions detector
US7567740B2 (en) * 2003-07-14 2009-07-28 Massachusetts Institute Of Technology Thermal sensing fiber devices
DE102004042423A1 (de) * 2004-09-02 2006-03-09 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Aerodynamisches Bauteil mit einer Flächenheizung und Verfahren zu seiner Herstellung
ATE426501T1 (de) * 2005-06-30 2009-04-15 Bae Systems Plc Selbstreparierende fasermaterialien und reparaturverfahrens
GB2439825B (en) * 2006-06-28 2011-07-06 Goodrich Corp Aircraft ice protection method
US7922120B2 (en) * 2006-11-15 2011-04-12 Honeywell International Inc. Wing ice protection heater element network
US20080166563A1 (en) * 2007-01-04 2008-07-10 Goodrich Corporation Electrothermal heater made from thermally conducting electrically insulating polymer material
DE102007026246B4 (de) 2007-06-04 2009-12-03 Eads Deutschland Gmbh Bauteil für ein Fluggerät

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0188160A1 (de) * 1984-12-26 1986-07-23 AEROSPATIALE Société Nationale Industrielle Enteisungsanlage für eine Flügelstruktur
WO1991011891A1 (en) * 1990-01-24 1991-08-08 Hastings Otis Electrically conductive laminate for temperature control of surfaces
US5132168A (en) * 1990-07-05 1992-07-21 Rohr, Inc. Lightning strike protection for composite aircraft structures
JP2001278195A (ja) * 2000-03-29 2001-10-10 Kawasaki Heavy Ind Ltd 航空機用除氷装置

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
I DE BAERE: "The use of rivets for electrical resistance measurement on carbon fibre-reinforced thermoplastics" SMART MATERIALS AND STRUCTURES, Bd. 16, 5. September 2007 (2007-09-05), Seiten 1821-1828, XP002533891 *

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