由雷暴对飞行器放电产生的雷电电流的引流系统的制作方法

专利名称：由雷暴对飞行器放电产生的雷电电流的引流系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种用于引导由雷暴对复合材料制成的飞行器放电产生的雷电电流 的系统。本发明还涉及该引流系统的一种安装方法。本发明用于航空领域，特别用于保护飞行器和安装在飞行器外皮上的设备的领 域。
背景技术：
传统上，飞行器的结构(机身、头部、机翼等等)基于金属板实现，所述金属板围绕 同样是金属的内部结构被安装和固定。这些金属板由同样是金属的固定装置组装并且在组 装后构成飞行器的外皮，也称为机壳。在该外皮上通常安装有航空电子设备，也称为电子设备，例如风速探测器、结霜状 态检测器、无线电天线、导航天线、信号灯、外灯，等等。每个设备都有特定的作用。例如，安 装在飞行器外皮上的天线有助于飞行器的射频系统和导航系统的运转，结霜状态检测器检 测有利于产生霜冻的天气情况，以便把情况通知给领航站，风速探测器(获取静压力、空速 管探测器等)测量(压力、温度、入射角等)参数，以便把导航信息(海拔、速度等)发给领 航站……。这些设备应被安装在飞行器外部。它们被安装在一个被称为加固板的金属支架 上。这些设备在飞行器外皮上的安装具有不同的约束条件，即-应遵守空气动力学约束条件，从而不对设备性能造成干扰且不产生多余的迎面 阻力；-应遵守敷金属约束条件，以便对检验和维护要求(在安全性、维修成本、飞行器 静止成本等方面)而言，结构损坏是可接受的；-与预防雷电间接影响相关的约束条件，由此限制雷电电流传输通过连接到这些 设备的电网。实际上，飞行器在飞行中遭受雷击的概率在世界上雷电最频繁的地区等于每1000 飞行小时就有1小时。因此可以理解为，为了保护飞行器及其空勤人员和飞行器上的乘客， 重要的是保护飞行器和航空电子设备整体免受可能使之遭受损害的雷电电流。为此，如同对于要防雷的任何电气系统，已知把飞行器的所有设备设置成相同电 位，并以所述飞行器的金属部件使所有这些设备“敷金属”，从而引导直接或间接雷电电流。 “敷金属”是指保证电连接的动作，以便使全套部件具有相同电位。在传统的飞行器，即金属结构飞行器中，当飞机在飞行中遭受雷击时，金属结构的 优点在于实现法拉第笼的作用。实际上，已知法拉第笼是保护壳体内部免受电危害的防电 场的密封壳。因此，可以理解为，当飞行器结构是金属时以及当安装在该结构外部的航空电 子设备也是金属且通过金属连接装置被固定在该结构上时，飞行器结构构成法拉第笼。在 该类型金属结构飞行器中，外皮本身用于引导雷电电流。在图IA和IB中已示出安装在金属结构飞行器的外皮上的航空电子设备的示例。
3该航空电子设备例如是与气动力板7—起安装的探测器2，该气动力板用来封闭孔6并保证 飞行器轮廓的连续性。借助于浮动式系留螺帽Qcrou rivet)4和加固板3和8，探测器 2被固定在飞行器的金属皮1上。在所述加固板中，存在被称为中间板的第一金属板8，以 及被称为支撑板或衬板(doubler)的第二金属板3。更确切地，探测器2被固定在中间板8 上，其作用在于确保可从飞行器外部拆卸探测器2。中间板8本身被固定在衬板3上，其作 用在于强化探测器2穿过的结构孔6。衬板被设置在外皮1下方。其具有楼梯形状。中间 板8的形状与衬板3互相匹配。该中间板呈迭瓦状排列在衬板3、探测器2和气动力板7之 间。在该示例中，探测器2通过金属螺丝5被保持在中间板8上。气动力板7通过金 属螺丝9被固定在中间板8上。衬板3则被铆接在飞行器的金属皮1上。此外，衬板3还 通过螺丝10被固定在金属皮1上。以此方式，探测器在飞行器的外皮上被“敷金属”，即其 与衬板、外皮、金属板、金属螺丝和浮动式螺帽一起构成金属的且因此导电的连续整体。因此，可理解，在该示例中，飞行器的所有外部结构，从探测器到外皮都被敷金属。 以此方式，如果探测器遭受雷电F的雷击，如图IB示意，由雷电产生的电流将沿着与图IB 标出并以箭头指出的路径Cl和Cl'相对应的行进路径。例如，如果探测器接收到雷电F的 电流，则该电流将流经两条可能的路径-或者为Cl，即流经气动力板7、然后固定螺丝9、中间板8、浮动式螺帽4、衬板3 以及最后经过螺帽10，直到金属外皮1 ；-或者为Cl'，即流经气动力板7、探测器2、螺丝5、中间板8、浮动式螺帽4、衬板 3和螺丝10以及最后到达金属外皮1。雷电电流因此被位于探测器附近的金属部件引向飞行器的金属外皮，从而几乎没 有电流被注入飞行器内部。然而，金属结构飞行器的缺点是太重，因为结构全部是金属，且金属板至少部分叠 置以允许通过金属连接件进行组装，这构成金属且因此沉重的增厚。为了减小飞行器的结 构重量，航空制造商已试图用复合材料的部件代替某些金属部件。他们已经特别地用复合 材料等同物代替了飞行器的一部分金属结构。因此，目前大量飞行器，尤其是外皮具有以复 合材料制成的一部分结构。实际上，复合材料的优点在于比金属更轻，复合结构飞行器的总 重，比起传统飞行器的总重显著减轻。此外，复合结构飞行器的优点还在于因为其结构不会 腐蚀所以在其使用寿命中需要更少的检查。飞行器的复合材料部分通常基于预先涂有热固性树脂的干纤维片实现。预涂纤维 片被放置在随后加热的模型中。在热效应下，树脂聚合允许纤维加固件保持模型的形状。冷 却后，取下模型。然而，在复合材料结构的情况下，外皮本身不能确保航空电子设备的敷金属。实际 上，容易理解的是，航空电子设备在金属外皮上敷金属的原理，不能被应用在复合材料的飞 机上，这是因为复合材料外皮不导电。航空制造商因此已经试图与飞行器的结构一起对电 子设备敷金属。为此，在某些类型的飞行器上，尤其是直升机上，延展的金属层被设置在复 合材料外皮上面。在图2中，示出了延展金属和复合材料制成的飞行器结构示例。该结构包括复合 材料外皮11，在其外部设置有延展金属层12 (也被称为ECF，Expanded Copper Foil，延展铜箔)，或金属网片。在以下描述中，将称其为延展金属，应理解也可以指金属网。“延展金属，，是指例如以铜制成、穿有大量孔、随后被拉伸以形成一种网的金属板。 该延展金属被展开在复合材料结构上，由此构成延展金属层。在制造飞行器结构时，该延展 金属可以与复合外皮同时被蒙盖。在该情况下，延展金属与复合材料结构的碳片一起模制 而成。加入该延展金属是为了引导由雷电产生的电流，以便在雷击的情况下确保与飞行器 金属外皮相同的功能。如上所述，必须限制雷电电流进入飞行器的内部金属网。实际上，该内部金属网确 保设备的电基准和电流返回的功能。因此应该限制雷电电流流入飞机内部从而避免产生过 电压且损坏设备。在该示例中，航空电子设备3例如天线被安装在外皮11中实现的孔16的内部。航 空电子设备13通过浮动式系留螺帽14被固定在外皮11上。在这样的结构中，航空电子设备通过延展金属被“面对面”敷金属。实际上，在延 展金属层12和航空电子设备13之间的敷金属是通过两部件的平面对平面接触获得的。然 而，该平面对平面接触带来一些缺点。实际上，如上所述，面对面的表面之一并不是平面。因此通常需要例如妨碍通电的 密封垫等中间零件。由此造成不稳定的接触以及腐蚀的风险，其可能妨碍通电并造成防雷 失效。该风险由于以下原因而增大-由于机身的弯曲，在电子设备和外皮之间难以保证持久性密封；-很难在较大的表面上控制材料(尤其是铝和碳)之间的直流电偶。实际上，对该 直流电偶的处理需要绝缘或半导体元件来保证密封性，这与防雷的直接影响的要求，即金 属/金属最小接触表面为400mm2且设备与延展金属层之间的电阻为5毫欧，不兼容。然而，在装配件的敷金属不正确的情况下，雷电电流将流入航空电子设备随后由 连接到所述设备的电缆和气管排出。因此，风险在于，一方面，可能损坏设备，另一方面，损 坏连接到电缆端子的电子或机电设备。图2的结构的缺点还在于不能重新使用以前的项目设备。实际上，适合金属飞机 的航空电子设备不能重新用于复合材料的机身上，这是因为敷金属装置被改变了。此外，另一个缺点涉及维护检修时间和成本。实际上，在电子设备和飞行器结构之 间的防雷检修需要拆开设备，从而造成较长的检修时间且因此造成较大的静止成本。

发明内容
本发明的目的正在于提出用于复合材料飞行器的引流系统，该引流系统允许把由 雷电产生的电流引导至延展金属层中。实际上，安装在飞行器外皮上的航空电子设备因此必须用延展金属层敷金属，从 而使雷电电流能够经由机壳外部的金属网状结构被引导，以使之不会进入飞行器的内部网 络。本发明的引流系统很好地保证电连续性，在设备和延展金属之间具有足够的接触表面， 并遵守空气动力学强制要求，例如航空电子设备和机壳之间的不平齐。更确切地，本发明涉及引导由雷暴对安装在飞行器外皮上的航空电子设备放电产 生的雷电电流的引流系统，所述外皮由覆盖有延展金属层的复合材料实现并包括孔，在该 孔中放置覆盖航空电子设备的气动力板，所述气动力板通过衬板被固定在外皮上，
其特征在于，包括至少一个金属板，所述至少一个金属板至少部分地包围气动力 板并且被安装为确保衬板和延展金属层之间的电连续性，以便确保将雷电电流引导到延展 金属层中。本发明可以包括一个或多个以下特征-金属板是延展金属板。-延展金属板被设置为同时至少部分地覆盖外皮的上表面和所述外皮的下表面。-延展金属板部分地覆盖有由钛或铜制成的环形板。-金属板是与外皮一起模制成的钛板。-钛板通过金属螺丝被固定在衬板上。-延展金属板被预浸渍树脂并通过加热固定在外皮上。-其包括设置在金属板和外皮之间的至少一个可抽取金属垫片，用于校正外皮上 表面和气动力设备之间的气动力学不平齐。本发明还涉及上述引流系统的一种安装方法。该方法包括以下操作-在飞行器外皮中实现孔，-围绕孔的至少一部分安装金属板，-把该金属板固定在外皮上和衬板上，以及-将航空电子设备安装到孔中。本发明还涉及一种飞行器，其特征在于包括如上所述的引流系统。


图IA和图IB示出在金属结构飞行器上引导雷电电流的系统的示例。图2示出在具有面对面敷金属的合成结构飞行器上引导雷电电流的系统的示例。图3示出根据本发明第一实施方式的在复合结构飞行器上引导雷电电流的引流 系统的示例。图4示出根据本发明第一实施方式的金属板的示例。图5A、5B、5C示出根据本发明第一实施方式的金属板的另一示例。图6示出根据本发明第二实施方式的在复合结构飞行器上引导雷电电流的引流 系统的示例。图7示出根据本发明第二实施方式的金属板的示例。图8示出根据本发明第三实施方式的在复合结构飞行器上引导雷电电流的引流 系统的示例。图9A和9B示出根据本发明第三实施方式的金属板的示例。
具体实施例方式在本发明的引流系统中，至少部分围绕气动力板安装导电金属板。安装该金属板 以便确保飞机外皮的延展金属和衬板之间的电接触，由此允许航空电子设备和延展金属之 间的电连续性。该电连续性允许保证把雷电电流排向延展金属层。该金属板可以具有多种形式。在图3所示的本发明的第一实施方式中，金属板是 延展金属板。更确切地，该图3示出根据第一实施方式的航空电子设备在复合材料飞行器结构上的安装示例。在该示例中，航空电子设备，也被称为电子设备，是风速探测器2。在该实施方式中，延展金属板23被局部围绕探测器2的通道孔6安装。该延展金 属板23被布置为在全部厚度上包围机壳20。如图3A所示，延展金属板23，也被称为附加 ECF，被贴合在机壳20的外表面上，位于覆盖复合材料21的延展金属层22上面。机壳的外 表面或上表面相对于内表面或下表面，被称为飞行器外部的外皮表面。延展金属板23还被 贴合在孔6的壁上以及机壳20的内表面上。因此，在孔6附近，机壳20位于延展金属板23 的夹层中。在该实施方式中，优选地，延展金属板23被预浸渍树脂，所述树脂能在真空中持 续2小时的180度加热作用下聚合在飞机外皮上。还可以想到使用干的延展金属板。在这情况下，需要涂树脂膜，然后铺延展金属， 并使该整体在压力下加热。为了根据该第一实施方式制造引流系统，在根据传统技术以复合材料制造的机壳 20上穿有孔6用于允许探测器2通过。预浸渍的延展金属板围绕孔6放置，然后被贴合于 所述孔的壁上，然后被置于孔下方。延展金属板因此覆盖机壳的外表面及其内表面。然后 把加热到约180°C的垫安装在该延展金属板上，用以保证发生延展金属板的聚合。更详细地，在安装延展金属板23之前可进行打磨操作，以获得延展金属层22的金 属网状结构。延展金属板23因此与机壳的延展金属层22表面接触。延展金属板23还在飞行 器内部与衬板3表面接触。在该实施方式中，因此通过机壳20保证设备的敷金属。实际上，如上所述，对于金 属结构飞行器，探测器2通过中间板8、气动力板7以及螺丝和螺帽5和4，用衬板3获得敷 金属。衬板3通过与延展金属板23的接触被敷金属，该延展金属板通过与机壳的延展金属 层22的接触被敷金属。在图3上，示出雷电在刚刚描述的引流系统内的路径C2和C2'。因此可见如果雷 电F袭击探测器2，则雷电电流将流经两条可能的路径-或者为C2，即流经气动力板7、然后固定螺丝、中间板8、浮动式螺帽4、衬板3以 及最后流经延展金属板23，最终到达机壳20的延展金属层22 ；-或者为C2’，即流经气动力板7、探测器2、螺丝5、中间板8、浮动式螺帽4、衬板 3、延展金属板23以及最后机壳20的延展金属层22。无论雷电电流的行进路径如何，雷电电流都被引向飞行器外皮上，从而避免所述 电流进入飞行器网络的任何风险。在该实施方式的变型中，延展金属板呈中心被切开的星形23a，如图4所示。在延 展金属板23a的该示例中，星形的外顶点25被贴在机壳的外表面上，而内顶点对在被切开 后就被折迭在机壳的内表面上。由此，在该延展金属板23a被折叠和加热后，延展金属就完 全围绕安装探测器2的孔6规则分布。在该实施方式的第二变型中，延展金属板23的形状不同于图4的形状。在该变型 中，延展金属板23由相互靠近设置的多个独立补片(patch)构成。在贴在机壳上之前可称 延展金属的补片为用于在中心进行折叠的预切形状。在图5A至5C上，示出这样的补片的 示例。在图5B上，示出在折叠之前和之后的补片示例。每个补片2 呈平面双叶片形状，其一半27被用来贴在机壳20的上表面，而另一半沈被贴在所述机壳的下表面上。如图5A所示，每个补片23b围绕探测器通过的孔6布置，然后朝向飞行器内部折 叠，从而使补片贴合孔6的一部分圆周。围绕孔设置多个补片，例如图5A所示的示例4。如在第一变型中那样，通过对机壳表面层的打磨来安装每个补片。然后，所有补片 通过加热垫加热。通常，在飞行器上，出于安全原因，应遵守雷电电流的通过截面为400mm2的截面。 为了遵守该要求，补片的尺寸可以是示出在图5C上的尺寸。例如，每个补片2 可具有 50mmX 4mm的中央截面观(50mm为宽度)以及80mm的侧边，开口为70°。在这种情况下，如图5A所示，对于直径为120mm的孔6，可以使用四个补片23b。在 孔6的边上，对于每个补片，由此具有50mmX4mm = 200mm2的电流通过截面。在四个补片 的情况下，就获得800mm2电流通道。如果机壳的厚度降低至2mm，则四个补片提供400mm2通道。如果外皮厚度降低至 1. 5mm，则补片截面28的宽度将变为70mm ；在这种情况下，还可以增加截面等于50mm的附 加补片。对补片尺寸的这种设定不仅允许遵守400mm2的电流通道截面，还允许把延展金属 的补片贴到孔6的边上而不会产生褶皱。实际上，为了不产生气动力干扰，在补片的折叠处 必须不存在任何褶皱。在把延展金属补片贴在孔的边上时，为了避免产生褶皱，优选地，各 补片的中央截面不超过50mm。应注意，在飞行器上，存在与航空电子设备相对于机壳的不平齐有关的气动力学 约束。对于待安装的全部风速探测器和结霜状态检测器，设备和机壳之间的气动力不平齐 不应变化超过0. 2mm至0. 8mm。实际上，航空电子设备和飞行器结构之间可接受的不匹配取 决于设备本身的类型。例如，对于静压探测器，可接受的不平齐度介于0.2至0. 25mm。该不 平齐度取决于设备本身的性能。在刚刚描述的实施方式中，机壳具有厚度保持恒定的优点，这允许遵守不平齐度 的约束条件(在风速探测器的情况下，可接受的不平齐度约为0. 2mm)。此外，在该实施方式中，在外皮制造之后且在航空电子设备安装之前定位和安装 延展金属板，这允许与金属结构飞行器保持相同的航空电子设备和相同的安装工艺。在本发明的第二实施方式中，金属板由延展金属环以及钛或铜制的环形板构成。 图6示出该实施方式的示例。如第一实施方式，首先制造机壳20，然后穿出孔6。在该第二实施方式中，预浸渍的延展金属环30随后在机壳20的外表面上围绕孔 6安装。然后，加热垫被放置在该环30上，用于保证其聚合。随后，钛或铜制的环形板31被设置为与延展金属环30相接触。将在以下描述用钛 制板的实施方式，应理解板31也可以由铜制成。该钛板31被安装在延展金属环30的中央 截面上面。图7示出根据该第二实施方式的金属板组件的示例。该组件包括延展金属制成 的第一环30。钛制环形板31被放置在该第一环的中央，即位于环30的较小截面的区域上。 该钛板31部分地覆盖延展金属环30。举例而言，为了遵守400mm2的雷电电流通过截面，环 30可以具有的外直径为312mm，而内直径为120mm ；钛板31可以具有的外直径为212mm，而 内直径为120mm。
在该实施方式中，钛制环形板31通过螺丝32被固定在衬板3上。该螺丝使衬板3 敷在钛板31上。钛板敷在延展金属环上。由此，全部组件敷在飞机外皮的延展金属层上。在图6上，示出雷电在刚刚描述的引流系统内的行进路径C3和C3'的示例。因此 可见如果雷电F袭击探测器2，则雷电电流将流经两条可能的路径-或者为C3，即流经气动力板7、中间板8、浮动式螺帽4、衬板3、螺丝32，然后钛板 31，最后达到延展金属环30和机壳20 ；-或者为C3’，即流经气动力板7、探测器2、螺丝5、中间板8、浮动式螺帽4、衬板 3、螺丝32、钛板31以及最后延展金属环30和机壳20。无论雷电电流的行进路径如何，雷电电流都被引导至飞行器外皮上，从而避免所 述电流进入飞行器网络的任何风险。在该实施方式中，为了实现雷电电流的引流系统，围绕探测器2使机壳20凹陷且 切割延展金属层22。然后加入延展金属环30，随后加入钛板31。通过加入钛板，飞机外皮 因此趋于增厚。为了不产生太大的不平齐度，在钛制环形板31处切割机壳20的碳片。因 此外皮需要局部强化，以承受结构应力。此外，为了遵守气动力学不平齐度的限制，例如铜制的金属可抽取垫片(cale pelable m6tallique) 33可以被安装在钛制环形板31和机壳20之间，如果钻孔装置未提供 所需的容差的话。这些可抽取垫片33形成堆叠，其允许通过抽出所述可抽取垫片层来调节 钛板31的高度，从而限制气动力学不平齐。在本发明的引导装置的第三实施方式中，金属板与飞机外皮一起模制。图8和图 9示出该实施方式。在该实施方式中，机壳20在其厚度中未被打穿。当蒙盖机壳时在制造 模具中对外皮提供凸缘以容纳钛制环形板。因此工具是阴模(moule femelle)。如图8所示，钛制环形板34围绕孔6直接设置于机壳20中。该钛制板34与机壳 20 一起被预模制，从而使机壳的形状适于钛制板34的轮廓。在图9A上，示出阴模的示例，其中可以制造机壳。该阴模中加入了钛板34。钛板 被放置在模具35中之后，将碳片放入模具内部，以使这些碳片的形状具有钛板34的轮廓。钛板34可以被长期固定在模具上。在这种情况下，形状基本相同的另一钛板被安 装在机壳上，如果必要，则与可抽取金属垫片一起安装以限制气动力学不平齐。在这种情况 下，钛板的安装原理与第二实施方式的安装原理相似，钛板通过螺丝32被固定在衬板3上。在制造机壳时在模具上使用的钛板34可以被取下并安装在所述机壳上。该变型 具有以下多个优点-机壳被模制在钛板上，该组件遵守空气动力学要求，而无需加入可抽取垫片；在 机壳和钛板之间可直接获得正确的平齐度。-从结构观点，机壳的强度更好，这是因为没有切割碳片以安装钛板。-在钛板和机壳的延展金属层之间直接具有电连续性；换言之，机壳20的延展金 属层22与钛板34直接接触，这确保不连续的电接触比前面的变型更少。-不存在需加入的延展金属板，从而简化了系统的制造。图9B示出了钛板34的尺寸示例。如该图所示，钛板34具有构成斜面的端部34a、 34b，该斜面允许避免在蒙盖碳皮时在各层之间形成气泡。钛板例如可以具有Imm厚和20mm 宽的斜面，即角度等于Arctan (反正切)(1/20)。
权利要求
1.一种引导由雷暴对安装在飞行器外皮(20)上的航空电子设备(2)放电产生的雷电 电流的引流系统，所述外皮由覆盖有延展金属层(22)的复合材料(21)实现并包括孔(6)， 在该孔(6)中放置覆盖所述航空电子设备(2)的气动力板(7)，所述气动力板通过衬板(3) 被固定在所述外皮上，其特征在于，包括至少一个金属板(23、30、34)，所述至少一个金属板至少部分地包围 所述气动力板并且被安装为确保所述衬板(3)和所述延展金属层(22)之间的电连续性，以 便确保将所述雷电电流弓丨导到所述延展金属层中。
2.根据权利要求1所述的引流系统，其特征在于，所述金属板是延展金属板(23、30)。
3.根据权利要求2所述的引流系统，其特征在于，所述延展金属板(23)被设置为同时 至少部分地覆盖所述外皮(20)的上表面和所述外皮的下表面。
4.根据权利要求2所述的引流系统，其特征在于，所述延展金属板(30)部分地覆盖有 由钛或铜制成的环形板(31)。
5.根据权利要求1所述的引流系统，其特征在于，所述金属板是与所述外皮(20)—起 模制成的钛板(34)。
6.根据权利要求4或5所述的引流系统，其特征在于，所述钛板(31、34)被通过金属螺 丝固定在所述衬板(3)上。
7.根据权利要求2至4中任一项所述的引流系统，其特征在于，所述延展金属板(23、 30)被预浸渍树脂并通过加热固定在所述外皮上。
8.根据权利要求4至7中任一项所述的引流系统，其特征在于，包括设置在所述金属板 (30,34)和所述外皮(20)之间的至少一个可抽取金属垫片(33)，用于校正所述外皮的所述 上表面和气动力设备之间的气动力学不平齐。
9.按照前述权利要求中任一项所述的引流系统的安装方法，其特征在于包括以下操作-在飞行器外皮(20)中实现孔(6)，_围绕该孔的至少一部分安装金属板(23、30、34)，-把该金属板固定在所述外皮上并固定在衬板(3)上，以及-将航空电子设备(2)安装在所述孔(6)内。
10.一种飞行器，其特征在于包括根据权利要求1至8中任一项所述的引流系统。
全文摘要
本发明涉及一种引导由雷暴对安装在飞行器外皮(20)上的航空电子设备(2)放电产生的雷电电流的引流系统，外皮由覆盖有延展金属层(22)的复合材料(21)实现并包括孔(6)，在该孔(6)中放置覆盖航空电子设备(2)的气动力板(7)，所述气动力板通过衬板(3)被固定在外皮上，该系统包括至少一个金属板(23、30、34)，所述至少一个金属板至少部分地包围气动力板并且被安装为确保衬板(3)和延展金属层(22)之间的电连续性，以便确保将雷电电流引导到延展金属层中。
文档编号B64D45/02GK102099249SQ200980128542
公开日2011年6月15日 申请日期2009年6月16日 优先权日2008年6月17日
发明者弗雷德里克·拉巴尔, 阿梅利·列卢阿恩 申请人:空中客车营运有限公司