Método y aparato para la protección frente a rayos de una estructura compuesta.

Un método para formar un sistema de protección frente a rayos sobre una superficie compuesta (408) de unaaeronave (200),

comprendiendo el método:

formar un recubrimiento de dieléctrico (406) sobre la superficie compuesta (408) en la que el recubrimiento dedieléctrico (406) cubre una característica de metal (414) expuesta sobre la superficie compuesta (408);

aplicar un promotor de adhesión a metal en un patrón sobre el recubrimiento de dieléctrico (406) y por encimade unas áreas adicionales de la superficie compuesta (408), incluyendo una característica de conexión a masapara formar una capa de promotor de adhesión a metal (404); y

formar un recubrimiento de metal (402) sobre la capa de promotor de adhesión a metal (404) para crear unatrayectoria desde un área que incluye la característica de metal (414) hasta la característica de conexión amasa.

Método y aparato para la protección frente a rayos de una estructura compuesta

Información de antecedentes

1. Campo:

La presente divulgación se refiere, en general, a aeronaves y, en particular, a reducir los efectos electromagnéticos sobre los componentes en una aeronave. Todavía más en particular, la presente divulgación se refiere a un método y aparato para reducir los efectos electromagnéticos a partir de impactos de rayo sobre estructuras de aeronave que contienen materiales compuestos y componentes de metal.

Antecedentes:

Las aeronaves se están diseñando y se fabrican con unos porcentajes cada vez mayores de materiales compuestos. Algunas aeronaves pueden tener más de un cincuenta por ciento de su estructura principal fabricada a partir de materiales compuestos. Los materiales compuestos se usan en las aeronaves para disminuir el peso de la aeronave. Este peso disminuido mejora las características de rendimiento, tal como las capacidades de carga útil y las eficiencias de combustible. Además, los materiales compuestos proporcionan una duración en servicio más larga para varios componentes en una aeronave. Los materiales compuestos son materiales resistentes, de peso ligero, creados mediante la combinación de dos o más componentes distintos. Por ejemplo, un material compuesto puede incluir fibras y resinas. Las fibras y resinas se combinan y se curan para formar un material compuesto.

Además, mediante el uso de los materiales compuestos, pueden crearse porciones de una aeronave en piezas o secciones más grandes. Por ejemplo, un fuselaje en una aeronave puede crearse en unas secciones cilíndricas que pueden colocarse juntas para formar el fuselaje de la aeronave. Otros ejemplos incluyen, sin limitación, secciones de ala unidas para formar un ala o unas secciones de estabilizador unidas para formar un estabilizador.

En particular, los materiales de plástico reforzado con fibra de carbono (CFRP) son ejemplos de materiales compuestos que se usan de manera creciente para los componentes estructurales en las aeronaves comerciales, en lugar de las estructuras de aluminio tradicionales. Estos tipos de materiales compuestos se usan debido a que estos materiales proporcionan una relación resistencia -peso más alta que la del aluminio.

Los impactos de rayo tienen lugar con regularidad en aeronaves que se desplazan cerca o a través de una tormenta eléctrica. Un impacto de rayo sobre una aeronave de aluminio típicamente no da como resultado un daño que afecte a la seguridad de vuelo de la aeronave debido a la capacidad sumamente efectiva del material para conducir y para dispersar la corriente del rayo lejos del punto de conexión, pero puede dejar una marca de quemadura. Adicionalmente, pueden tener lugar agujeros o quemaduras en la aeronave en el punto de entrada y/o de salida para el impacto de rayo. En particular, un arco de impacto de rayo puede tener lugar entre un elemento de sujeción y un orificio en la estructura, en la que se usan unos elementos de sujeción para mantener unidos diferentes componentes estructurales de la aeronave. Este tipo de arco puede inducir un defecto sobre la superficie, a lo que también se hace referencia como “picaduras”.

La fibra de carbono, no obstante, tiene aproximadamente dos mil veces más resistencia que el aluminio y existe en una matriz polimérica de dieléctrico. Como resultado, la cantidad de daño y la posible formación de chispas, en el revestimiento de una aeronave en la que se encuentran los elementos de sujeción, para la superficie expuesta puede ser más alta que en los revestimientos de aluminio.

El daño a un material de plástico reforzado con fibra de carbono sin protección en una aeronave es a menudo más grave que en comparación con una estructura de aluminio. Las temperaturas causadas por un impacto de rayo pueden ser superiores en las fibras de carbono, que tienen una conductividad térmica menor que el metal. Si las temperaturas de la fibra en estos materiales superan la temperatura de pirolización de una matriz circundante, la resina se transformará de un sólido a un gas calentado. Este gas presurizado puede conducir a exfoliación, 55 perforaciones para las estructuras de revestimiento compuesto y, posiblemente, a la eyección de partículas calientes o chispas a partir de las superficies de contacto de los elementos de sujeción y las uniones de plástico reforzado con fibra de carbono.

Estos tipos de situaciones se evitan, en la actualidad, a través de varios mecanismos para reducir tanto el daño por rayo como la posibilidad de ignición del combustible según se requiere para la navegabilidad aérea y reparaciones estructurales económicas. El daño por rayo puede dar como resultado la perforación o exfoliación de capas en el interior del material compuesto.

Los sistemas de protección frente a rayos se usan para evitar los efectos de un impacto de rayo sin afectar a la 65 seguridad de vuelo. Estos tipos de sistemas garantizan que no tiene lugar formación de chispas alguna en las uniones estructurales, en los acoplamientos de combustible y en los acoplamientos hidráulicos en el interior del depósito de combustible, a medida que el rayo se desplaza desde un punto de entrada hasta un punto de salida en la aeronave.

Un número de tecnologías se encuentra disponible en la actualidad para proporcionar protección para estos tipos de materiales compuestos en las aeronaves. Ciertas tecnologías se ofrecen para el desvío de la corriente del rayo a partir del punto de conexión para reducir la densidad de corriente. Entre los mismos, un tipo de sistema implica el uso de una rejilla de cobre curada conjuntamente dentro de la estratificación de revestimiento compuesto, mientras que otro implica el uso de calcomanías o suplementos conductores aplicados por encima de los elementos de sujeción.

El sistema de protección frente a rayos de rejilla de cobre integra una lámina de cobre dentro del laminado de material compuesto en las áreas de sujeción. La lámina de cobre, en este tipo de técnica, se añade a la estratificación parcial del revestimiento compuesto antes del curado. La lámina de cobre entra en contacto con unos elementos de sujeción seleccionados para permitir la distribución de corriente entre los elementos de sujeción y para reducir la corriente que pudiera entrar en los elementos de sujeción.

De forma similar, la calcomanía o suplemento conductor se diseña para desviar el rayo lejos de los elementos de sujeción de revestimiento, evitando la formación de chispas y arcos internos para minimizar el daño a las subestructuras y a los revestimientos de plástico reforzado con fibra de carbono. Este tipo de sistema aplica tiras de las capas de dieléctrico y las capas conductoras al revestimiento compuesto curado usando un adhesivo sensible a presión después de la instalación de los elementos de sujeción. En este tipo de sistema, las tiras para la capa de dieléctrico tienen un refuerzo de adhesivo, que se coloca sobre la superficie del revestimiento. A continuación, diferentes tiras de las capas conductoras pueden colocarse por encima de la capa de dieléctrico y otras áreas del revestimiento. Estas tiras de las capas conductoras también tienen un refuerzo de adhesivo sobre la parte posterior

de las tiras. El documento US 7.277.266 B1 describe un tipo así de sistema y se considera como la técnica anterior más cercana a la invención, dando a conocer el preámbulo de la reivindicación independiente 9.

A pesar de que estos sistemas de hecho proporcionan protección, todavía se desean mejoras en la fiabilidad, fabricabilidad y reducción de peso.

Sumario Las diferentes realizaciones ventajosas proporcionan un método y aparato para la protección frente a rayos. Dicho método forma un sistema de protección frente a rayos sobre la superficie de estructuras compuestas tal como una aeronave. Un recubrimiento de dieléctrico se forma sobre la superficie compuesta en la que el recubrimiento de dieléctrico cubre una característica de metal expuesta sobre la superficie compuesta. Un promotor de adhesión a metal se aplica en un patrón sobre el recubrimiento de dieléctrico y por encima de unas áreas adicionales de la superficie compuesta para formar una capa de promotor de adhesión a metal. Un recubrimiento de metal se forma sobre la capa de promotor de adhesión a metal y por encima de una característica de conexión a masa para crear una trayectoria desde un área que incluye la característica de metal hasta la característica de conexión a masa.

En otra realización ventajosa que no se reivindica, un método se usa para formar una estructura de protección frente a rayos. Una capa de dieléctrico se forma sobre... [Seguir leyendo]

1. Un método para formar un sistema de protección frente a rayos sobre una superficie compuesta (408) de una aeronave (200) , comprendiendo el método:

formar un recubrimiento de dieléctrico (406) sobre la superficie compuesta (408) en la que el recubrimiento de dieléctrico (406) cubre una característica de metal (414) expuesta sobre la superficie compuesta (408) ; aplicar un promotor de adhesión a metal en un patrón sobre el recubrimiento de dieléctrico (406) y por encima de unas áreas adicionales de la superficie compuesta (408) , incluyendo una característica de conexión a masa para formar una capa de promotor de adhesión a metal (404) ; y formar un recubrimiento de metal (402) sobre la capa de promotor de adhesión a metal (404) para crear una trayectoria desde un área que incluye la característica de metal (414) hasta la característica de conexión a masa.

2. El método de acuerdo con la reivindicación 1, que comprende además:

aplicar un promotor de adhesión a pintura para formar una capa de promotor de adhesión a pintura (416) , y aplicar pintura a la capa de promotor de adhesión a pintura.

3. El método de acuerdo con la reivindicación 2, que comprende además:

limpiar una superficie del recubrimiento de metal (402) antes de aplicar el promotor de adhesión a pintura.

4. El método de acuerdo con la reivindicación 1, en el que la superficie compuesta (408) se encuentra sobre un ala 25 de la aeronave (200) .

5. El método de acuerdo con la reivindicación 1, en el que el recubrimiento de metal (402) se forma usando un proceso de metalización directa.

6. El método de acuerdo con la reivindicación 1, en el que el recubrimiento de dieléctrico (406) se forma a partir de un recubrimiento con unas propiedades de dieléctrico seleccionadas.

7. El método de acuerdo con la reivindicación 1, en el que la capa de promotor de adhesión a metal (404)

comprende una resina epoxídica rellena con óxidos de metal y vidrio. 35

8. El método de acuerdo con la reivindicación 1, en el que el recubrimiento de metal (402) se forma a partir de un material conductor.

9. Una aeronave que comprende:

un componente compuesto (408) que tiene una superficie y una característica de metal (412, 414) expuesta sobre la superficie; un recubrimiento de dieléctrico (406) aplicado a una porción de la superficie del componente compuesto (408) y que cubre las características de metal (412, 414) ;

caracterizada por que comprende además:

una capa de promotor de adhesión a metal (404) sobre el recubrimiento de dieléctrico (406) y por encima de unas áreas adicionales de la superficie compuesta (408) incluyendo una característica de conexión a masa; y

un recubrimiento de metal (402) sobre la capa de promotor de adhesión a metal que forma una trayectoria conductora desde un área que incluye la característica de metal (412, 414) hasta la característica de conexión a masa.

10. La aeronave de acuerdo con la reivindicación 9, en la que el componente compuesto (408) es un revestimiento 55 de la aeronave (200) y la característica de metal (412, 414) es un elemento de sujeción que conecta el revestimiento con una subestructura.

11. La aeronave de acuerdo con la reivindicación 9, en la que el recubrimiento de dieléctrico (406) se forma a partir

de un material que tiene unas propiedades de dieléctrico seleccionadas para un nivel particular de aislamiento. 60

12. La aeronave de acuerdo con la reivindicación 9, en la que el recubrimiento de metal (402) se forma a partir de un material que está seleccionado de uno de aluminio, cobre, acero inoxidable, titanio e invar.