浸材料由Stylel20无碱玻璃(E-glass)和250华氏度或350华氏度固结的热固性环氧树脂形成。可替代地，并且无限制，还能够采用处于250华氏度固结的热固性环氧树脂中的类似玻璃织物(E-glass，Style108)的湿铺设层。其它合适类型的玻璃纤维或其它合适材料也能够被使用。
[0024]底漆36在航空航天工业领域中能够由本领域的普通技术人员所熟知的传统的基于热固性环氧的底漆构成。底漆36被施加一层或更多层，使干膜厚度介于大约0.5密耳和0.9密耳。在涂刷上层涂料层42之前，底漆36能够被风干大约4小时。能够使用其它合适类型的底漆。
[0025]涂料层或层42能够由传统航空等级的聚氨酯瓷釉形成，这也是航空航天工业领域中的普通技术人员所熟知的。这种聚氨酯瓷釉能够以单层约2密耳(±0.1密耳)的干厚度涂刷在先前已经干燥的底漆36上。如果从涂刷底漆36开始，已经超过48小时，则在施加涂料42之前能够需要通过施加溶剂(诸如异丙醇)或者其他合适的溶剂重新激活底漆36的表面。涂料42能够被风干4小时至7天之间，以确保完全固结。
[0026]在雷击或由于一些其它类型的接触或蒙皮受损事件之后，导电层32和/或一个或更多个紧固件12在结构上能够被改变，使得导电路径不能够被建立以将电流转移离开紧固件12，并且沿机翼结构10的表面将电流转移离开底层子结构(如燃料箱)。如上面提到的，已经开发了用于修复和再加工复合结构的飞行器上的受损蒙皮区域的方法。然而，用于修复受损或改变的结构的当前方案涉及通过使用热粘合膜粘合剂和固体铜箔用新的导电层来修补受损区域，该热粘合膜粘合剂和固体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并且适用于场内修复，但该方案对于使用中的修复太费时，这需要一种快速的方案以允许飞行器迅速恢复使用，直到能够安排永久修复。具体地，热粘合修复需要飞行器暂停使用；将它带到维护中心；将(一个或多个)燃料箱中的燃料排出；施加补片并且然后等待补片固结，取决于材料这能够消耗额外的4-8小时。
[0027]有利地，已经开发了一种用于复合飞行器蒙皮的导电层的临时修复方法，其能够在使用中(即，没有飞行器暂停使用的情况下)被执行。图3和图4中示出修复方法的一种实施例并且该实施例在图5的逻辑流程图中被描述。
[0028]图3和图4中示出的是根据本文公开的方法已经修复的飞行器复合蒙皮板100的一部分。虽然图3和图4的视图未示出复合蒙皮及其不同层的细节，但该复合蒙皮的成分意在与如图2中所示的大体相同。还应当注意，出于解释说明目的，图4中的一些层的厚度被大大夸大。复合蒙皮板100(也被称为“母板”)被示为具有图3中的受损区域102，受损区域在一组金属紧固件112的附近，所述紧固件将板紧固到底层支撑结构，如翼梁116。这种损害102是具有或可以由维修人员确信的已经损害导电层132的类型，该导电层被包含在紧固件112附近的复合蒙皮100中。该损害能够是小区域的撞击损害、雷击损害或已经损害或可能已经损害导电层132的任何其它类型的轻微损害。
[0029]有利地，该受损区域102根据本文公开的方法能够被临时地修复。根据本方法，受损区域102利用机械研磨机被磨光，如需要，恢复蒙皮的轮廓。该步骤在该损害是轻微损害(例如，已经引起蒙皮100的表面上的压痕和/或凸起毛刺等)的情况中能够是可行的。
[0030]蒙皮表面能够被抛光以为粘合剂应用做准备并且有助于将导电层110电接地到母板100，取决于板100的配置，这能够包括暴露导电层132。也能够执行抛光以恢复受损区域102的区域中的蒙皮的气动外形。
[0031]—旦蒙皮板100具有受损区域102周围的期望的轮廓，则介电材料的板料104被切割成足够覆盖所有紧固件112和受损区域102的尺寸和形状。能够使用各种介电材料。在一个实施例中，2-8密耳的聚酯板料已被使用并且被证明是合适的。总的来说，期望介电膜具有特定的介电击穿性质。具有大约2到5的介电常数的材料被认为是合适的。其它材料和厚度也能够被使用。介电材料104的目的是隔离紧固件112的头部106，使得来自任何随后的雷击的电能被引导离开紧固件112。这种介电材料104以使得介电板料104覆盖紧固件110的头部106和受损区域102的方式使用压敏粘合剂108 (诸如丙烯酸或硅氧烷粘合剂)被施加到蒙皮100。
[0032]导电层110(例如，铜箔)然后被切割成大于介电层104的尺寸，使得它能够被施加在介电层104之上作为补片。导电层110具有受控制的厚度。该厚度能够变化。已经发现具有与8-12密耳的铝相同的导电率的金属箔材料是合适的。各种材料(诸如铜、铝或其它金属箔)和具有可相匹配的导电率的其它厚度也能够被使用。导电补片110通过使用压敏粘合层114(诸如丙烯酸或硅胶粘合剂)被施加在介电层104上方。
[0033]导电材料108的补片延伸超过各侧上的介电材料104的周边118，从而提供周边区域120。将导电补片110延伸超过在所有侧上的介电材料104的周边118帮助阻止雷击发生时可能的电弧，该电弧能够以其它方式发生。如果导电层110围绕介电层的周边118(或如果周边区域120太窄)不连续，电弧可刺穿补片110到紧固件112的头部106，或者电弧能够从导电层110的边缘跳到母板100。作为另一示例，如果导电带110仅沿介电材料104的两个平行侧边缘122与母板100接触，这不会允许有效电流从导电带110转移到母板100，并且可能不阻止电弧从导电带110转移到紧固件头部106。此种配置可能不保护紧固件112，因为它不会在导电带110的末端处提供到母板100的导电路径。
[0034]为了改善导电层110和母板100之间的电接触，周边区域120中的部分粘合层114能够被提供具有刻痕或沟槽，其由图3中的线124所指示。该区域中的粘合剂114的刻痕移除少量粘合剂(其趋于充当介电质)，使得金属导电层110围绕介电层104的周边118更直接地与母板100接触。如上面提到的，玻璃纤维叠压层(图2中的34)被充分地抛光以允许导电层110被电接地到母板100。这允许有效电流从导电带110转移到母板100，从而阻止附件或电弧到紧固件112的头部106。周边区域120的宽度能够变化，并且能够取决于补片110的总尺寸和形状。确信的是，具有从0.5英寸到1.0英寸的宽度的周边区域120能够是合适的。
[0035]在导电层110已被施加之后，然后修复边缘利用树脂或航空密封器而被密封，并且(如果需要)补片能够被涂漆。如上面提到的，出于解释说明的目的，图4中的介电层104和导电层110的厚度被大大夸大。在实际应用中，介电层104和导电层110—起将具有从12-20密耳的厚度，其中粘合层108和114也许增加另外3-5密耳的厚度。因此总补片将具有小于25密耳的厚度，使得该修复对被施加的飞行器的区域的气动特性将具有最小影响，并且将仅最小可见。一般期望总修补的区域尽可能地小。用于修补该类型的导电补片108的总尺寸通常不大于约I英尺乘以I英尺，虽然可以想象使用本方法能够修补较大的区域。
[0036]本文公开的临时修复技术的实施例中的步骤被概括在图5的逻辑流程图中。如上面讨论的，首先准备复合表面(块200)，其能够包括填充、研磨、化学清洗等。介电材料的板料然后被切割成合适的尺寸和形状以覆盖受损区域和附近的紧固件并且被提供具有合适的压敏粘合剂(块202)，并且然后被附着到复合板(块204)，使得该介电材料被稳固地粘到紧固件上方的复合板。导电材料的板料或补片然后被切割成合适的尺寸和形状，并且被提供具有压敏粘合剂(块206)。导电材料的形状和尺寸被选定以完全覆盖介电材料的板料，并且也提供导电材料的周边区域，该导电材料的周边区域能够围绕介电材料的周边与复合板完全地直接接触。导电材料上的粘合剂被刻痕或以其它方式被处理(块208)以提供周边区域的区域，其中在导电板料和复合板之间允许更接近或更完全的电接触。粘合剂的刻痕是处理导电材料的一种方法，从而改善电接触。其它机械或化学方法也能够被使用。
[0037]导电板料以导电板料的中心区域被稳固地粘到介电材料并且导电板料的周边区域被稳固地直接粘到复合板的方式被施加于介电材料上方(块210)。然后能够密封导电材料的边缘(块212)并且能够例如使用底漆、涂料等润饰(finish)整个临时修复区域。
[0038]介电层104的受控制的厚度和介电强度与导电