ES2273258T3 - Proteccion contra rayos para una estructura compuesta. - Google Patents

Abstract

Un método para sujetar un revestimiento exterior (12) de aeronave a una sub- estructura interior (14), siendo fabricados el revestimiento o ambos de material no metálico compuesto de fibra y de resina, utilizando un perno (10) de fijación, incluyendo el método los pasos de: insertar el perno (10) a través del revesti- miento exterior (12) y de la subestructura (14), y asegurar el perno (10) adya- cente a una superficie interior de la subestructura (14) de manera que una ca- beza (16) del perno se apoye contra el revestimiento exterior (12) de la aerona- ve; aplicar una capa de material (30) eléctricamente aislante sobre la cabeza (16) del perno y del revestimiento exterior (12) de la aeronave, teniendo la capa (30) una capa (32) eléctricamente conductora en su superficie exterior, que se caracteriza porque la capa eléctricamente conductora es incorporada a la su- perficie exterior de la capa (30) aislante, porque la capa conductora (32) se configura para superponerse y tener bordes que se extienden lateralmente con respecto a la cabeza (16) del perno y es separada del mismo por material ais- lante (30), y porque la capa de material aislante (30) adyacente a los bordes la- terales de la capa conductora (32) está adaptada para romperse dieléctrica- mente antes de que se produzca la ruptura dieléctrica del material aislante que separa la capa conductora (32) de la cabeza (16) del perno, con lo cual se des- vía la corriente eléctrica de una caída de rayo separándola del elemento de fi- jación (10) y se impide que se produzca formación de arcos en el elemento de fijación (10, 22).

Description

Protección contra rayos para una estructura compuesta.

Esta invención se refiere a disposiciones de protección contra rayos para aeronaves y, más en particular, a métodos para proteger los paneles de revestimiento de las aeronaves y la subestructura de las aeronaves cuando los paneles de revestimiento, o ambos, están fabricados de materiales compuestos tales como compuestos de fibra de carbón o híbridos de tales compuestos y están unidos entre sí por elementos de fijación metálicos, contra los efectos adversos de una caída de rayo que pueden producir formación de arcos en los elementos de fijación.

Las estructuras de las aeronaves se fabrican cada vez más de materiales compuestos en lugar de la aleación de aluminio y otros materiales metálicos similares que se utilizaban anteriormente, debido en gran medida a que las estructuras compuestas tienen características favorables de resistencia y rigidez, al mismo tiempo que son más ligeras que los componentes metálicos. Sin embargo, los materiales compuestos tienen menos capacidad para resistir caídas de rayos en comparación con los materiales metálicos.

Cuando una aeronave sufre una caída de rayo, una corriente eléctrica, típicamente del orden de 100.000 amperios, puede circular a través de la estructura de la aeronave. En una estructura compuesta de fibra de carbono, las capas de fibra de carbono actúan como conductores de resistencia muy elevada y la resina entre las capas actúa como un dieléctrico altamente capacitivo, de manera que la caída de un rayo en el compuesto produce una diferencia de potencial creciente que se produce a través de la estructura de capas pero sin que exista un trayecto eléctricamente conductor fácilmente disponible que permita que la corriente se descargue. Por lo tanto, la corriente tiende a concentrarse en los elementos de fijación entre los paneles de revestimiento y la subestructura de la aeronave, y, puesto que los elementos de fijación normalmente están fabricados de aleación metálica por razones de resistencia, son, como consecuencia, altos conductores de la electricidad. Cuando la energía de la caída del rayo no se puede disipar con suficiente rapidez, es probable que se produzca una formación de arcos en los puntos de concentración (los elementos de fijación) y se pueden producir chispas peligrosas.

La formación de arcos y de chispas es un problema peligroso, especialmente cuando la subestructura es la pared de un depósito de combustible y la formación de arcos puede producir peligrosamente la proyección de chispas, materiales fundidos y/o gases calientes en el depósito de combustible, con el peligro consecuente de encendido del combustible inflamable.

Se han realizado esfuerzos considerables para proporcionar una solución a este problema, pero hasta ahora ninguna ha probado ser completamente satisfactoria en términos de eficiencia técnica, fiabilidad y facilidad y baratura de fabricación.

Métodos conocidos para proteger contra la caída de rayos incluyen proporcionar una capa conductora sobre el revestimiento exterior de la aeronave (estando aislada la capa conductora de las cabezas de los elementos de fijación) para dispersar la energía del rayo sobre la superficie de la aeronave (véase, por ejemplo, el documento US-A-4628402); utilizar elementos de fijación especiales diseñados para trasmitir la energía del rayo con seguridad a la subestructura sin que se produzca formación de arcos (véase, por ejemplo, los documentos EP-B-269458 o GB-B-2212580), o proporcionar un trayecto conductor por medio de una capa eléctricamente conductora en contacto con el elemento de fijación para desviar gran parte de la corriente eléctrica de una caída de rayo separándola del elemento de fijación para minimizar la probabilidad de que se produzca una formación de arcos con la subestructura interior (véase el documento EP-B- 685389). Cada uno de estos métodos presenta desventajas significativas.

La provisión de una capa eléctricamente conductora que se extiende sobre sustancialmente la superficie exterior completa de la aeronave es cara, añade masa sin contribuir a la resistencia de la estructura montada, y la capa es vulnerable a daños medioambientales y es difícil de mantener.

La utilización de elementos de fijación especiales puede ser prohibitivamente cara, debido a que una aeronave típica puede requerir muchos miles de elementos de fijación, y los mismos también requieren técnicas de fabricación especiales, y por lo tanto consumidoras de tiempo y/o caras. La utilización de una capa eléctricamente conductora para desviar la energía de la caída del rayo fuera de los elementos de fijación como en el documento EP-B-685389, es generalmente una técnica efectiva, pero requiere varios procesos de fabricación separados, lo cual incrementa el coste y el tiempo de la fabricación de la aeronave. Además, los métodos tipificados en el documento EP-B-685389 producen disposiciones, las cuales, aunque son efectivas en gran manera para disipar la energía de la caída del rayo, no siempre pueden disipar rápidamente suficiente energía de los elementos de fijación para impedir la formación de arcos y chispas en el elemento de fijación.

En consecuencia, la presente invención proporciona un método para sujetar un revestimiento exterior de aeronave a una subestructura interior, estando fabricados el revestimiento, o ambos, de material compuesto no metálico de fibra y resina, utilizando un perno de fijación, incluyendo el método los pasos de: insertar el perno a través del revestimiento exterior y de la subestructura y asegurar el perno adyacente a una superficie interior de la subestructura de manera que una cabeza del perno se apoye contra el revestimiento exterior de la aeronave; aplicar una capa de material eléctricamente aislante sobre la cabeza del perno y del revestimiento exterior de la aeronave, teniendo la capa una capa eléctricamente conductora en su superficie exterior, que se caracteriza porque la capa eléctricamente conductora se incorpora en la superficie exterior de la capa aislante, porque la capa conductora se configura para que se superponga y tenga bordes que se extiende lateralmente desde la cabeza del perno y estén separados de ella por material aislante, y porque la capa de material aislante adyacente a los bordes laterales de la capa conductora se adapta para romperse dieléctricamente antes que se pueda producir la ruptura dieléctrica en el material aislante que separa la capa conductora de la cabeza del perno, para desviar de esta manera la corriente eléctrica de una caída de rayo separándola de los elementos de fijación, e impedir la formación de arcos en el elemento de fijación.

Esta invención se basa en el concepto de la disipación de la energía de la caída de rayo, en la medida de lo posible, a través de una capa conductora pero, aceptando el hecho de que en ciertas circunstancias la disipación puede no ser lo suficientemente rápida, promover activamente la ruptura dieléctrica en una región suficientemente distante de los elementos de fijación para asegurar que la formación de arcos y de chispas desde el elemento de fijación simplemente no se pueda producir. En caso contrario, en el caso de que la energía de la caída del rayo no sea disipada suficientemente por la capa conductora, la ruptura dieléctrica permite que la corriente circule desde los bordes de la capa conductora a la subestructura interior, donde la energía en exceso se disipa lo suficiente para evitar la formación de arcos y de chispas.

Aquellos con conocimientos de la técnica apreciarán que hay muchos métodos para promover la ruptura dieléctrica preferencial en el material aislante. El material aislante puede tener huecos o poros formados en el mismo adyacentes a los bordes del material conductor, o puede incorporar dopaje localizado o material conductor agregado o se pueden disponer otra capa o capas de material conductor en el otro lado de la capa de material aislante, de manera que la ruptura dieléctrica se produzca entre los bordes de la primera capa conductora y la capa o capas adicionales, lo cual sirve también para disipar la energía de la caída del rayo.

Preferiblemente, la capa de material aislante que incluye opcionalmente la capa de material conductor, se aplica al revestimiento exterior de la aeronave en forma de una capa de aplicación, o banda. El revestimiento de aplicación de las superficies de la aeronave (que se puede visualizar como similar a la aplicación de papel pintado doméstico de pared) es un desarrollo relativamente reciente; tiene la ventaja de ser un método rápido y relativamente barato para aplicar un revestimiento superficial a una aeronave. Además, la fabricación de la capa de aplicación que incorpora la capa conductora y los medios para promover la ruptura dieléctrica preferencial puede ser realizada fácilmente y en un proceso automatizado separado de la misma aeronave; puesto que la incorporación de la capa de aplicación con el fin de proporcionar a la aeronave su revestimiento superficial se contempla frecuentemente, la incorporación de una capa de aplicación que incorpore la disposición de protección contra rayos de la presente invención no es más o menos difícil o cara que la provisión del revestimiento superficial de la aeronave normal. Además, el revestimiento de aplicación puede combinar capas de pintura basada en epoxi y/o poliuretano (siempre que estos sean suficientemente aislantes eléctricamente) con la capa eléctricamente conductora de la presente invención para proporcionar a la aeronave su protección superficial, así como la capa de decoración con la protección contra la caída de rayos en un único proceso de aplicación de una única banda de aplicación (las técnicas actuales requieren que se utilice una capa de imprimación convencional con una capa superior de aplicación, en el futuro puede ser posible utilizar una capa de aplicación para reemplazar la imprimación así como la capa superior).

La invención también se refiere a un elemento de fijación obtenido por cualquiera de los métodos de acuerdo con la invención que se han descrito más arriba. Como consecuencia, la invención también proporciona, en otro aspecto, una combinación de un revestimiento exterior de la aeronave y una subestructura interior, estando fabricados el revestimiento o ambos de un material no metálico de fibra y resina, y un perno de fijación que asegura los dos entre sí y que tiene una cabeza de perno que se apoya contra el revestimiento exterior de la aeronave, en el que una capa de material aislante eléctricamente recubre el revestimiento exterior de la aeronave y la cabeza del perno y tiene una capa de material eléctricamente conductor en su superficie exterior, que se caracteriza porque la capa eléctricamente conductora está incorporada en la capa eléctricamente aislante y está configurada para superponerse y tener bordes que se extienden lateralmente a la cabeza del perno y están separados de la misma por un material aislante, y porque las capas de materiales adyacente a los bordes laterales de la capa conductora están adaptadas para romperse dieléctricamente antes de que se pueda producir la ruptura dieléctrica en el material aislante que separa la capa conductora de la cabeza del perno, con lo cual desvía la corriente eléctrica de una caída de rayo hacia fuera del elemento de fijación, e impide que se produzca formación de arcos en el elemento de fijación.

La capa conductora preferiblemente está fabricada de un material metálico sólido o sustancialmente sólido, tal como una hoja metálica. La banda se puede aplicar, en relación con el revestimiento exterior de la aeronave, para que extienda y se superponga sobre una fila de cabeza de pernos que forman una línea de elementos de fijación a lo largo de la superficie exterior o revestimiento de la aeronave. Si se aplica como una capa de aplicación, la capa conductora puede estar dispuesta en la capa de aplicación como una pluralidad de bandas metálicas dispuestas de manera que, cuando se aplican las distintas bandas de aplicación a la aeronave para formar una parrilla conductora de interconexión que se extiende en el sentido de la envergadura así como en el sentido de la cuerda del panel de la aeronave para ofrecer un área metálica mayor sobre la cual se puede disipar la energía de la caída del rayo, y para superponerse a la parrilla de elementos de fijación que frecuentemente se extienden de esta forma sobre la superficie exterior de la aeronave. La capa eléctricamente conductora, o parrilla, puede estar conectada a una parte metálica de la estructura de la aeronave para proporcionar una ruta para que la corriente eléctrica pase desde la superficie exterior compuesta a la estructura metálica de la aeronave y de esta manera evitar la formación de arcos y de chispas, particularmente en las regiones en las que esto sería especialmente peligroso, por ejemplo, en la proximidad de los depósitos de combustible de la aeronave.

La invención se describirá a continuación a título de ejemplo y con referencia a los dibujos que se acompañan, en los cuales:

la figura 1 es una vista en sección transversal de un elemento de fijación instalado en la estructura de una aeronave de acuerdo con la invención, y

la figura 2 es una vista esquemática agrandada del revestimiento superficial de la disposición de la figura 1.

Haciendo referencia a la figura 1, se muestra un elemento de fijación 10 que asegura un panel 12 de revestimiento de la estructura de una aeronave a una subestructura interior 14 que comprende las paredes de un depósito de combustible. El panel 12 de revestimiento, así como la subestructura 14, están fabricados de un material compuesto de fibra de carbono de bajo peso y alta resistencia. El elemento de fijación 10 está fabricado de metal y comprende un perno que tiene una cabeza nivelada 16 que está encajada en una abertura 18 conformada correspondientemente en el panel 12 de revestimiento, y un vástago 20 que pasa a través del panel 12 de revestimiento y de la subestructura 14 para asegurarse por medio de la tuerca metálica 22 que se aplica a la subestructura 14. La cabeza 16 del perno 10 está configurada, cuando se aplica en la abertura avellanada 18, para que quede sustancialmente a ras con la superficie exterior del panel 12 de revestimiento (si existe cualquier discontinuidad en la superficie exterior del panel 12 de revestimiento, esto puede contribuir adversamente a la resistencia aerodinámica en vuelo, o a la sección transversal de radar de la aeronave, con lo cual la disposición de la cabeza 16 del perno puede ser deliberadamente tal que, en posición, se asienta por debajo del nivel del revestimiento exterior 12 de la aeronave, llevándose la disposición a ras con un material de relleno adecuado (no mostrado), como es conocido en la técnica. Un revestimiento aislante 24 se interpone entre el panel 12 de revestimiento y la subestructura 14 como material de relleno, para absorber las diferencias en las superficies opuestas del panel 12 de revestimiento y la subestructura 14 que pueden conducir a una distancia variable entre ellas cuando las dos se llevan a contacto nominal apretando el elemento de fijación 10.

A continuación, se provee a la estructura exterior de la aeronave de un revestimiento 30 aislante eléctricamente, que puede comprender las capas de pinturas basadas en epoxi y/o poliuretano normalmente utilizadas para recubrir el exterior de las aeronaves, para proporcionar protección ambiental al revestimiento 12 de la aeronave, para mejorar las características de resistencia aerodinámica y/o reducir la sección transversal de radar, como es conocido en la técnica. Una banda de una capa 32 eléctricamente conductora incorporada en la capa 30 de revestimiento eléctricamente aislante, está configurada para superponerse a la cabeza 16 del elemento de fijación 10 y para extenderse lateralmente (izquierda y derecha en la figura 1) desde la cabeza 16 del perno. La capa 32 eléctricamente conductora está separada de la cabeza 16 del perno por un grosor de un material eléctricamente aislante, y la superficie exterior de la capa conductora 32 está a ras con la superficie exterior de la capa aislante 30.

Se apreciará que la figura 1 no está a escala, también que la extensión en la que la capa conductora 32 se extienden lateralmente más allá de la cabeza 16 del perno dependerá de factores tales como el grosor de la capa aislante 30, el tamaño de la cabeza 16 del perno y las conductividades eléctricas relativas de los materiales de los cuales están realizados el elemento de fijación 10, el panel 12 de revestimiento de la aeronave,
la capa aislante 30 y la capa conductora 32.

Las áreas 34 en la capa aislante 30 adyacentes a los bordes de la capa conductora 32 están adaptadas para romperse dieléctricamente en el caso de una caída de rayo en preferencia a cualquier ruptura dieléctrica entre la capa conductora 32 y la cabeza 16 del perno, como se describirá continuación con referencia particular a la figura 2.

Las regiones 34 adyacentes a los bordes de la capa conductora 32 están provistas de inclusiones 36a, perforaciones 36b, o están dopadas con impurezas 36c para proporcionar rutas preferenciales de ruptura dieléctrica y para la disipación de energía eléctrica en el caso de la caída de un rayo, de manera que la energía eléctrica en exceso que no se puede disipar en la capa conductora 32 sola se disipe a través del revestimiento 12 de la aeronave y de las capas de fibra de carbono altamente resistentes, en lugar de hacerlo a través del elemento de fijación 10 altamente conductor, que podría producir el riesgo de formación de arcos y chispas desde el extremo de la tuerca 22 del elemento de fijación, lo cual amenazaría encender el combustible inflamable. Además, o alternativamente, hay provistas bandas eléctricamente conductoras 38 adicionales (de las cuales solamente se muestra una) que discurren sustancialmente paralelas a los bordes laterales de la capa conductora 32 en el otro lado de la capa aislante 30, para facilitar que cualquier energía eléctrica disipada a través de la capa aislante 30 por ruptura dieléctrica se disipe a través de las bandas 30 y reducir adicionalmente los peligros de formación de arcos y de chispas en el interior de la aeronave.

Como se ha descrito más arriba, las capas 30, 32, 38 de revestimiento se aplican adecuadamente en forma de una banda de aplicación.

Será evidente que la presente invención, que se basa en el concepto de proporcionar trayectos de ruptura dieléctrica preferenciales para descargar la energía eléctrica de la caída de un rayo que se separan de la proximidad del elemento de fijación metálico subyacente, no está limitada a las realizaciones específicas ilustradas. Por ejemplo, el elemento de fijación 10 puede ser cualquier elemento de fijación convencional y la tuerca 22 puede estar en contacto directo e indirecto con la subestructura 14. Las capas 30, 32 de material aislante y conductor pueden estar protegidas adicionalmente por capas exteriores de pintura, y la banda metálica maciza 32 puede estar taladrada con aberturas ocasionales, relativamente pequeñas, siempre que la densidad o área de sección transversal de la banda permanezca suficiente para establecer un trayecto conductor seguro para disipar la energía del rayo. La invención también es aplicable cuando la subestructura 14 interior es metálica en lugar de ser de material compuesto.

Claims (10)

1. Un método para sujetar un revestimiento exterior (12) de aeronave a una subestructura interior (14), siendo fabricados el revestimiento o ambos de material no metálico compuesto de fibra y de resina, utilizando un perno (10) de fijación, incluyendo el método los pasos de: insertar el perno (10) a través del revestimiento exterior (12) y de la subestructura (14), y asegurar el perno (10) adyacente a una superficie interior de la subestructura (14) de manera que una cabeza (16) del perno se apoye contra el revestimiento exterior (12) de la aeronave; aplicar una capa de material (30) eléctricamente aislante sobre la cabeza (16) del perno y del revestimiento exterior (12) de la aeronave, teniendo la capa (30) una capa (32) eléctricamente conductora en su superficie exterior, que se caracteriza porque la capa eléctricamente conductora es incorporada a la superficie exterior de la capa (30) aislante, porque la capa conductora (32) se configura para superponerse y tener bordes que se extienden lateralmente con respecto a la cabeza (16) del perno y es separada del mismo por material aislante (30), y porque la capa de material aislante (30) adyacente a los bordes laterales de la capa conductora (32) está adaptada para romperse dieléctricamente antes de que se produzca la ruptura dieléctrica del material aislante que separa la capa conductora (32) de la cabeza (16) del perno, con lo cual se desvía la corriente eléctrica de una caída de rayo separándola del elemento de fijación (10) y se impide que se produzca formación de arcos en el elemento de fijación (10, 22).

2. Un método como se ha reivindicado en la reivindicación 1, que comprende la formación de huecos, inclusiones (36a) o poros (36b) en la capa de material aislante (30) en las regiones (34) adyacentes a los bordes del material conductor (32), para favorecer la ruptura dieléctrica en ellas.

3. Un método como se ha reivindicado en la reivindicación 1 ó 2, que comprende incluir dopaje (36c) localizado en la capa (30) de material aislante en las regiones (34) adyacentes a los bordes del material conductor (32) para favorecer la ruptura dieléctrica en ellas.

4. Un método como se ha reivindicado en cualquiera de las reivindicaciones 1, 2 ó 3, que comprende disponer dos capas (38) adicionales de material eléctricamente conductor contiguas al material aislante (30) y al revestimiento exterior (12) de la aeronave y en las regiones (34) adyacente a los bordes del material conductor (32) para promover la ruptura dieléctrica, de manera que la corriente eléctrica circule a través del material aislante (30) desde los bordes del material conductor (32) a las capas adicionales (38) de material conductor.

5. Un método como se ha reivindicado en cualquiera de las reivindicaciones precedentes, que comprende aplicar la capa de material aislante (30) en forma de una capa de aplicación.

6. Una combinación de un revestimiento exterior (12) de aeronave y una subestructura interior (14), estando fabricados el revestimiento o ambos de un material no metálico de fibra y resina, y un perno (10) de fijación que asegura los dos entre sí y que tiene una cabeza (16) de perno que se apoya contra el revestimiento exterior (12) de la aeronave, en el que una capa de material (30) eléctricamente aislante cubre el revestimiento exterior (12) de la aeronave y la cabeza (16) del perno y tiene una capa de material (32) eléctricamente conductor en su superficie exterior, que se caracteriza porque la capa (32) eléctricamente conductora está incorporada en la capa (30) eléctricamente aislante y está configurada de manera que se superpone y tiene bordes que se extienden lateralmente respecto a la cabeza (16) del perno y está separada del mismo por material aislante (30) y porque las capas de material aislante adyacente a los bordes laterales de la capa conductora (32) están adaptadas para romperse dieléctricamente antes de que pueda producirse la ruptura dieléctrica en el material aislante (30) que separa la capa conductora (32) de la cabeza (16) del perno, con lo cual se desvía la corriente eléctrica producida por una caída de rayo separándola del elemento de fijación (10) y se impide la formación de arcos en el elemento de fijación (10,22).

7. Una combinación como se ha reivindicado en la reivindicación 6, en la que la capa conductora (32) es un material metálico sólido o sustancialmente sólido.

8. Una combinación como se ha reivindicado en cualquiera de las reivindicaciones 6 ó 7, en la que la capa conductora (32) comprende una banda que está aplicada relativamente al revestimiento exterior de la aeronave de modo que se extiende y se superpone a una fila de cabezas (16) de pernos que forman una línea de elementos de fijación a lo largo del revestimiento exterior (12) de la superficie.

9. Una combinación como se ha reivindicado en cualquiera de las reivindicaciones 6, 7 u 8, que comprende disponer dos capas adicionales de material (38) eléctricamente conductor contiguas al material aislante (30) y al revestimiento exterior (12) de la aeronave y en las regiones (34) adyacentes a los bordes del material conductor (32) para favorecer la ruptura dieléctrica, de manera que la corriente eléctrica circule a través del material aislante (30) desde los bordes del material conductor (32) a las capas adicionales de material conductor (38).

10. Una combinación como se ha mencionado en una cualquiera de las reivindicaciones 6 a 9, en la que la capa de material aislante (30) comprende una capa de aplicación, estando incorporada la capa conductora (32) en la capa de aplicación.