具有导电层的复合板的修复装置和方法

文档序号:8914641阅读:449来源:国知局
具有导电层的复合板的修复装置和方法
【技术领域】
[0001]本申请大体涉及飞行器防雷击技术,并且更具体地涉及复合飞行器蒙皮板的导电箔防雷击的临时修复装置和方法。
【背景技术】
[0002]因为较之传统铝结构而言,由碳纤维复合材料带来的强度对重量比率高和刚度对重量比率高,所以碳纤维增强塑料(“CFRP”),或者也称为碳纤维复合材料作为结构构件在商用飞机中的利用正在增多。
[0003]闪电击中飞行器导致能够通常在100000安培数量级的高电流流过飞行器框架。在电阻超过铝约2000倍的碳纤维复合结构中,碳纤维叠叠压层(ply)作为阻抗非常高的导体,而叠叠压层之间的树脂作为高电容介电层,所以闪电击中碳纤维复合材料导致在叠叠压层结构之间产生渐增的电势差,但是没有方便可用的导电路径来排泄电流。因此,该电流容易集中在蒙皮板和飞行器子结构之间的紧固件处,原因在于为了追求强度,紧固件通常由高传导性的合金制成。当闪电能量不能以足够快的速率耗散时,那么能够发生电弧、火花和其它不想要的影响。
[0004]一种用于耗散电流的当前方法是流过包含复合蒙皮板的结构,该复合蒙皮板被固定到具有紧固件的复合内部子结构,该方法包括导电箔(例如,铜箔)的使用。具体地,紧固件也固定导电层(如多条带形式的铜箔栅格)和可选的玻璃纤维叠压层至蒙皮板,使得导电层被认为是蒙皮整体的一部分。本设计将诸如来自雷击的电流从紧固件转移走,并且沿着机翼结构表面将电流转移离开底层子结构。
[0005]修复改变的结构的当前方案包括热粘合修复,该热粘合修复涉及通过使用膜粘合剂和固体导电(例如,铜)箔用新的导电层来修补区域,该膜粘合剂和固体导电(例如,铜)箔利用热毯或高压釜固结工艺被安装。虽然本方案是有效的,但它具有一些缺点。例如,热粘合修复需要使飞行器暂停使用/服务,将它带到维护中心并且将燃料箱中的所有燃料排出,以便执行热粘合修复。仅在燃料排出之后,技术人员能够施加补片并且然后必须等待补片固结,这取决于材料能够消耗额外的4-8小时。本方法适用于场内修复或在定期安排的飞行器维护期间修复,当打算暂停使用飞行器时,为了允许飞机快速恢复使用,更快速的方案是更加期望在使用中修复,直到能够安排永久修复。
[0006]因此,存在对廉价而稳健的技术的需求,用来临时修补利用铜箔沿着多列防雷击的紧固件的被雷击或其他方式改变的外部复合飞行器蒙皮,从而维持期望的防雷击系统并协助将闪电电流转移离开子结构。

【发明内容】

[0007]根据其中的一个实施例,本公开提供复合结构的导电层的修复装置。临时修复补片包括介电层和导电层,该介电层具有被固定到结构的周边,该导电层被固定在介电层上方并且围绕介电层的整个周边被固定到结构,该导电层沿其周边区域被处理以改善导电层和结构之间的导电路径。
[0008]根据其中的另一实施例,本公开提供一种临时修复导电复合板的方法,该导电复合板在金属紧固件附近具有受损区域。该方法包括准备板的表面在靠近紧固件的受损区域的区域中;将介电材料附着到板;以及将导电补片附着到介电材料和板。介电材料使用粘合剂来附着,该介电材料覆盖受损区域和紧固件。导电补片使用粘合剂来附着,该导电补片完全地覆盖介电材料并且限定与板接触的周边区域。导电补片的周边区域被处理以增加板和导电补片之间的导电率。
[0009]根据其中的又一实施例,本公开提供一种临时修复碳纤维复合飞行器蒙皮板的方法。该方法包括准备板的表面在靠近紧固件的受损区域中;将介电材料附着到板;以及将导电补片附着到介电材料和板。介电材料使用压敏粘合剂来附着,该介电材料覆盖受损区域和紧固件。导电补片使用压敏粘合剂附着到介电材料和板,该导电补片完全地覆盖介电材料并且限定与板接触的周边区域。导电补片的周边区域中的粘合剂在粘合到板之前被刻痕(score)以将导电材料暴露在导电补片的选定区域中。
[0010]当根据附图和所附权利要求可见,本公开的其他特征、益处和优势将根据以下公开变得显而易见。
【附图说明】
[0011]图1是商用飞机的原始复合机翼结构的一部分的透视图。
[0012]图2是沿线2-2所得到的图1的一部分的剖面图。
[0013]图3是根据本文公开的方法已经修复的复合板的一部分的平面图。
[0014]图4是图3的修复位置的剖面图。
[0015]图5是根据本公开用于修复机翼结构的逻辑流程图。
[0016]虽然本公开可以有各种修改和替代形式,但是在本文的附图中以示例的方式已示出了具体实施例并将详细描述。然而,应当理解,本公开并不意在限制所公开的具体形式。相反,意在涵盖落入由所附权利要求所限定的本发明的精神和范围内的所有修改、等同物和替代物。
【具体实施方式】
[0017]飞行器复合结构的金属箔防雷击的临时修复技术现将在复合飞行器机翼10的背景下被描述,该机翼的结构将参考图1和图2在下面进行描述。然而,本公开不应当被构造成将本方法限制于飞行器机翼10。应当理解,该方法能够被应用到另一些结构,如本领域的一普通技术人员将意识到的结构。
[0018]现参考图1和图2,示出了具有多个紧固件12的飞行器的机翼结构10的一部分的剖视图和透视图,所述多个紧固件将飞行器结构的蒙皮板14固定到内部子结构或翼梁16。该子结构16能够是飞行器的许多部件中的一个,例如,如飞行器机翼或机身的翼梁或肋,或者燃料箱(未示出)的壁。
[0019]蒙皮板14和翼梁16由本领域熟知的传统方法形成的具有低重量和高强度和硬度的碳纤维复合材料制成。例如,虽然厚度和成分能够变化,但在一个实施例中,蒙皮板14能够由飞行器特性的机器层叠结构碳纤维/环氧带的压层形成,所述碳纤维/环氧带铺设成50/40/10取向且具有约为0.25英寸的总体厚度,而翼梁16包括44层手工层叠的飞行器特性的结构碳纤维/环氧带,所述碳纤维/环氧带铺设成25/50/25层叠且具有约为0.32英寸的总体厚度。蒙皮板14和翼梁16 二者在安装之前能够在压印机和包侧上刷底漆(prime)。其它蒙皮板配置对本领域的技术人员是熟知的。
[0020]紧固件12能够由诸如钛或CRES(不锈钢)的金属制成,并且能够包含螺栓18(图1),该螺栓诸如具有预加载剪切力的H1-Lok螺栓(或者,例如,Lockbolt, Eddiebolt或Sleeved Lockbolt),具有:斜面头部20,该头部穿入蒙皮板14中的相应成形的开口 22 (图1)内;和杆部24,该杆部穿过蒙皮板14和翼梁16,由啮合翼梁16的金属螺母26 (图2)固定。杆部能够是直径0.25英寸的裸钛、带有100度剪切头部,不过根据紧固件尺寸,其它直径和紧固件头部角度也能够被使用。在安装到翼梁16和蒙皮板14之前,能够将密封剂(未示出)引到杆部24上。垫片28 (诸如绝缘垫片,厚度约2密耳)作为填料插置在蒙皮板14和翼梁16之间,用于填补蒙皮板14的厚度中存在的任何差异。垫片28能够利用密配合(fay)密封剂30密封到板14和翼梁16。
[0021]如图2的横截面视图所示,紧固件12也将诸如多条带(未示出)形式的铜箔栅格的导电层32和玻璃纤维叠压层34分别固定到蒙皮板14。因此导电层32被认为是蒙皮14整体的一部分。飞行器机翼结构10在蒙皮板14的外表面上能够涂覆有一层或更多层底漆涂层(在此示为单层底漆36),覆盖玻璃纤维叠压层34和紧固件12的头部20,所述紧固件的头部能够大体与栅格32的外表面平齐。然后能够将一层或更多层涂料42施加到底漆36的整个外表面上。
[0022]如果金属箔栅格被用作导电层32,则金属箔栅格32中的每条带在尺寸上受控制并且具有规定的导电率。例如,在一个实施例中,能够使用的金属箔是0.0027英寸厚、2盎司/英尺2铜箔,诸如IPC-4562/CU-E-2-2-D-S-2铜箔,其由美国亚利桑那州钱德勒市的古尔德电子有限公司制造。每一条带能够分别沿着各自的紧固件线35居中,并且对于单个紧固件12来说,其宽度能够约为3.6英寸。虽然本说明中未示出,但是带能够根据它们沿着翼梁16和蒙皮板14的各自相对位置而重叠。期望的是,导电层32具有足够的导电率来满足或超过IPC-4562等级规范,以确保传导路径沿着紧固件线35将由雷击产生的大部分电流转移离开各个紧固件12。
[0023]玻璃纤维叠压层34能够为环氧预浸材料,该环氧预
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