航空機組立品
【課題】着雷の頻度の高いファスナ皿頭周辺部で、着雷の前駆フェーズであるストリーマの発生を抑制することができて、ファスナへの着雷を抑制することができる航空機組立品を提供すること。
【解決手段】航空機の外板１０と、この外板１０を内側から支持する構造材１１と、これら外板１０と構造材１１とを結合するファスナ１とを具備した航空機組立品Ａであって、前記ファスナ１と前記外板１０との間が、シーリング材１８で満たされている。
【解決手段】航空機の外板１０と、この外板１０を内側から支持する構造材１１と、これら外板１０と構造材１１とを結合するファスナ１とを具備した航空機組立品Ａであって、前記ファスナ１と前記外板１０との間が、シーリング材１８で満たされている。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の外板と、この外板を内側から支持する構造材と、これら外板と構造材とを結合するファスナとを具備した航空機組立品に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
航空機の外板と、この外板を内側から支持する構造材と、これら外板と構造材とを結合するファスナとを具備した航空機組立品としては、例えば、特許文献１の図２に開示されたものが知られている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】特開２００７−１２６１１９号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
しかしながら、上記特許文献１に開示された航空機組立品では、着雷の頻度の高いファスナ皿頭周辺部に、着雷の前駆フェーズであるストリーマが発生し、ファスナに着雷してしまうおそれがあった。
【０００５】
本発明は、上記の事情に鑑みてなされたもので、着雷の頻度の高いファスナ皿頭周辺部で、着雷の前駆フェーズであるストリーマの発生を抑制することができて、ファスナへの着雷を抑制することができる航空機組立品を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明は、上記課題を解決するため、以下の手段を採用した。
本発明に係る航空機組立品は、航空機の外板と、この外板を内側から支持する構造材と、これら外板と構造材とを結合するファスナとを具備した航空機組立品であって、前記ファスナと前記外板との間が、シーリング材で満たされている。
【０００７】
上記航空機組立品において、前記ファスナの頭部の一端部を覆うように配置された絶縁体層と、前記ファスナの頭部を受け入れる凹所との間が、シーリング材で満たされているとさらに好適である。
【０００８】
本発明に係る航空機組立品の製造方法は、航空機の外板と、この外板を内側から支持する構造材と、これら外板と構造材とを結合するファスナとを具備した航空機組立品の製造方法であって、前記ファスナと前記外板との間に、シーリング材を充填するようにした。
【０００９】
上記航空機組立品の製造方法において、前記ファスナの頭部の一端部を覆うように配置された絶縁体層と、前記ファスナの頭部を受け入れる凹所との間に、シーリング材を充填するようにするとさらに好適である。
【００１０】
本発明に係る航空機組立品または航空機組立品の製造方法によれば、シャープエッジのために電界集中が発生して、特に着雷の頻度の高いファスナ皿頭周辺部で、着雷の前駆フェーズであるストリーマの発生を抑制することができて、ファスナへの着雷を抑制することができる。
【発明の効果】
【００１１】
本発明に係る航空機組立品によれば、着雷の頻度の高いファスナ皿頭周辺部で、着雷の前駆フェーズであるストリーマの発生を抑制することができて、ファスナへの着雷を抑制することができるという効果を奏する。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】本発明の第１実施形態に係る耐雷ファスナにより外板と構造材とが結合された状態を示す航空機組立品の縦断面図である。
【図２】本発明の第１実施形態に係る耐雷ファスナの正面図である。
【図３】本発明に係る耐雷ファスナの第１参考実施形態を示す図であって、（ａ）は正面図、（ｂ）は（ａ）のIII−III矢視断面図である。
【図４】本発明に係る耐雷ファスナの第２参考実施形態を示す図であって、（ａ）は正面図、（ｂ）は（ａ）のIV−IV矢視断面図である。
【図５】本発明に係る耐雷ファスナを作製するために用いられるインサート成形用金型の平面図である。
【図６】本発明に係る耐雷ファスナの作製方法を説明するための説明図である。
【図７】本発明に係る耐雷ファスナが、航空機の外板と、構造材とを結合するのに用いられた場合の施工方法を説明するための説明図である。
【図８】本発明に係る耐雷ファスナを適用することができる航空機組立品の他の実施形態を示す縦断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
以下、本発明に係る耐雷ファスナ（Fastener）の第１実施形態を、図１および図２を参照しながら説明する。
図１および図２に示すように、本実施形態に係る耐雷ファスナ（耐雷型のファスナ）１は、円柱形状の軸部（シャンク：Shank）２、および軸部２の一端側に設けられ、軸部２から遠ざかるにつれて拡径する略円錐台形状の頭部（フラッシュ・ヘッド：Flush Head）３を有するファスナ本体４と、頭部３の一端部（図１および図２において上側に位置する頂部）を覆うように配置された絶縁体層５と、絶縁体層５の一端面（図１および図２において上側の端面）を覆うように配置された導電体層６とを主たる要素として構成されたものである。
【００１４】
ファスナ本体４は、軸部２と頭部３とが一体に形成されたものであり、例えば、チタン（Ti-6Al-4V：アニール材）やインコネル等の合金を用いて作製されている。
軸部２の他端部（図１および図２において下側の端部）には、後述するカラー（ナット）の雌ネジ部と螺合する雄ネジ部２ａが設けられて（形成されて）いる。
頭部３の一端部（頂部）には、絶縁体層５が係止されるファスナ側係合部（係合部）７が設けられて（形成されて）いる。このファスナ側係合部７は、軸部２と反対の側（図１および図２において上側）に位置するとともに、周方向に沿って半径方向外側に突出する（拡径する）凸部７ａと、軸部２と凸部７ａとを接続（連結）するとともに、周方向に沿って半径方向内側に凹む（窪む）凹部７ｂとを備えている。これら凸部７ａおよび凹部７はそれぞれ、その断面視形状が図１および図２に示すような丸みを帯びるように形成されている（例えば、０．１ｍｍ〜０．３ｍｍ程度のアール（Ｒ）を有するように加工されている）。
なお、頭部３の一端面における直径は、例えば、６ｍｍ程度である。
【００１５】
絶縁体層５は、例えば、熱可塑性樹脂（例えば、耐熱性・強度を有する他、絶縁破壊電圧が高いポリエーテルイミド（ＰＥＩ）、耐熱性・強度が優れている他、成形性・汎用性に優れたポリエーテルエーテルケトン（ＰＥＥＫ）、耐熱性・強度を有する他、成形性・汎用性に優れたポリフェニルサルルファイド（ＰＰＳ）、耐熱性・強度が特に優れているポリアミドイミド（ＰＡＩ））や、熱硬化性樹脂（例えば、耐熱性・強度が特に優れているポリイミド（ＰＩ））等を用いて作製された円盤状の部材である。絶縁体層５の周縁部（図１および図２において下側の端部）には、ファスナ側係合部７に係止される絶縁体層側係合部８が設けられて（形成されて）いる。この絶縁体層側係合部８は、周方向に沿って半径方向内側に凹む（窪む）とともに、ファスナ側係合部７の凸部７ａと合致する凹部８ａと、周方向に沿って半径方向外側に突出する（拡径する）とともに、ファスナ側係合部７の凹部７ｂと合致する凸部８ｂとを備えている。
また、この絶縁体層５は、射出成形によって頭部３のファスナ側係合部７に取り付けられるようになっている。これにより、ファスナ側係合部７の外表面（より詳しくは、ファスナ側係合部７の頂面（平面）、凸部７ａの側面（外周面）、および凹部７ｂの側面（外周面））と、絶縁体層側係合部８の内表面（より詳しくは、絶縁体層側係合部８の底面（図１および図２において下側に位置する平面）、凹部８ａの側面（内周面）、および凸部８ｂの側面（内周面））とが全体にわたって密着し、絶縁体層５自身が有する接着力によって絶縁体層５が頭部３にしっかりと（確実に）固定されることとなる。
なお、絶縁体層５の板厚（頂面（図１および図２において上側に位置する平面）と底面（図１および図２において下側に位置する平面）との間の長さ）は、MIL-STD-1757A Zone１の雷撃試験電圧（約４０kV）に対しても十分な絶縁耐力を有するように、例えば、０．６ｍｍ〜１．０mm程度とされていることが望ましい。
【００１６】
導電体層６は、その外径が絶縁体層５の外径と略同じ寸法とされた、例えば、銅箔からなる円盤状の部材であり、例えば、接着剤によって絶縁体層５の頂面に固定されている（貼り付けられている）。
なお、導電体層６は必須の要素ではなく、要求される信頼度によって省略することができる。
【００１７】
このようにして製造された耐雷ファスナ１は、例えば、図１に示すような航空機の外板１０と、構造材（例えば、リブ、ストリンガ等）１１とを結合するのに用いられる。なお、外板１０と構造材１１とは、耐雷ファスナ１によって結合され、航空機組立品（例えば、主翼組立品、尾翼組立品、胴体組立品等）Ａとなる。
外板１０は、主として導電性（アルミニウムの1/100〜1/1000程度の導電性）を有する樹脂材料（例えば、CFRP（炭素繊維強化樹脂）であって、以下、「CFRP」という）１２からなり、その表面（組み立て後、外側に位置する面）全体および裏面（組み立て後、内側に位置する面）全体には、絶縁性を有する樹脂材料（例えば、GFRP（ガラス繊維硬化樹脂）であって、以下、「GFRP」という）１３，１４が積層されている。
また、CFRP１２の表面側に位置するGFRP１３の表面（組み立て後、外側に位置する面）には、その全体が導電性を有するメッシュ状（若しくは板状）の部材（例えば、銅であって、以下、「導電性メッシュ」という）１５が積層されている。
【００１８】
構造材１１は、例えば、アルミ合金やチタン材、またはCFRP（炭素繊維強化樹脂）からなり、GFRP１４の裏面（組み立て後、内側に位置する面）上の所定位置に配置されている。
GFRP１４の裏面上に構造材１１が配置された構造物の所定位置には、これら外板１０および構造物１１を板厚方向に貫通するとともに、耐雷ファスナ１を受け入れることができる凹所（穴）１６があけられている。そして、各凹所１６には、耐雷ファスナ１が収められており、構造材１１の裏面から内側に突出する雄ネジ部２ａには、例えば、チタンやインコネル等の合金を用いて作製されたカラー（ナット）１７が締結されている。
なお、図１中の符号１８は、耐雷ファスナ１と凹所１６との間の隙間を埋めるシーリング材（例えば、スペック：ＡＭＳ３２８１、メーカー：ＰＲＣ−Ｄｅｓｏｔｏ、型番：ＰＲ１７７６Ｍ Ｂ２のポリサルファイドポリマ）であり、符号１９は、例えば、接着剤によって耐雷ファスナ１の表面（より詳しくは、導電体層６の表面）および導電性メッシュ１５の表面に固定された（貼り付けられた）アルミニウムテープである。
また、このアルミニウムテープ１９は必須の要素ではなく、要求される信頼度によって省略することができる。
【００１９】
本実施形態に係る耐雷ファスナ１によれば、ファスナ側係合部７の凸部７ａと絶縁体層側係合部８の凹部８ａとが機械的に噛み合うとともに、ファスナ側係合部７の凹部７ｂと絶縁体層側係合部８の凸部８ｂとが機械的に噛み合うことにより、絶縁体層５が頭部３に機械的にロックされた（固定された）状態となるので、航空機運用中に、絶縁体層５が頭部３からピールオフする（剥がれ落ちる）ことを確実に防止することができ、耐雷ファスナ１を常に良好な状態に保つことができる。
また、本実施形態に係る耐雷ファスナ１によれば、熱可塑性樹脂または熱硬化性樹脂からなる絶縁体層５が、射出成形によって頭部３のファスナ側係合部７に取り付けられ、ファスナ側係合部７の外表面と絶縁体層側係合部８の内表面とが、全体的に密着するとともに、絶縁体層５自身が有する接着力によって絶縁体層５が頭部３にしっかりと（確実に）固定されることとなるので、絶縁体層５を頭部３により確実に固定する（取り付ける）ことができて、耐雷ファスナ１の信頼性をさらに向上させることができる。
さらに、本実施形態に係る耐雷ファスナ１によれば、凸部７ａの断面視形状が図１および図２に示すような丸みを帯びるように形成されている（例えば、０．１ｍｍ〜０．３ｍｍ程度のアール（Ｒ）を有するように加工されている）ので、着雷前の電界集中を緩和し、耐雷ファスナ１への着雷を防止することができて、耐雷性能を向上させることができる。
さらにまた、本実施形態に係る耐雷ファスナ１によれば、熱可塑性樹脂または熱硬化性樹脂からなる絶縁体層５が、射出成形によって頭部３のファスナ側係合部７に取り付けられることとなるので、大量生産が実施可能となり、製造コストの低減化を図ることができる。
さらにまた、導電体層６とファスナ本体４との間には、絶縁体層５が配置されているので、仮に、導電体層６に雷が直撃したとしても、導電体層６からファスナ本体４へ流れようとする雷撃電流を遮断する（低減させる）ことができる。
【００２０】
さらにまた、本実施形態に係る耐雷ファスナ１が、例えば、図１に示すような航空機の外板１０と、構造材（例えば、リブ、ストリンガ等）１１とを結合するのに用いられた場合には、導電体層６からファスナ本体４へ流れようとする雷撃電流が、絶縁体層５により遮断される（低減させられる）こととなるので、CFRP１２への雷撃電流の導入を防止することができ、雷撃電流によりCFRP１２が損傷してしまうことを防止することができる。
さらにまた、本実施形態に係る耐雷ファスナ１が、例えば、図１に示すような航空機の外板１０と、構造材（例えば、リブ、ストリンガ等）１１とを結合するのに用いられた場合には、ファスナ本体４の方へは雷撃電流が流れない（流れ難い）ようになっているので、従来、構造材１１とカラー１７との間にスパーク防止のために必要とされたDI（Dielectric Insulator：絶縁板）、および雄ネジ部２ａの先端部とカラー１７の全体を覆うように取り付けられていた（カラー１７からの二次的放電を防止するために取り付けられていた）絶縁ゴム製のキャップをすべてなくすことができ、機体重量を大幅に低減させることができる。
【００２１】
なお、本実施形態に係る耐雷ファスナ１が、例えば、図１に示すような航空機の外板１０と、構造材１１とを結合するのに用いられた場合に、絶縁体層５のテーパ面（凹所１６のテーパ面と対向する面）と、外板１０に穿設された凹所１６（より詳しくは、凹所１６のテーパ面）との間に隙間ができるように、絶縁体層５が形成されているとさらに好適である。
これにより、耐雷ファスナ１を外板１０に形成された凹所１６内に挿入して取り付けた際に、絶縁体層５のテーパ面が凹所１６の表面（テーパ面）に押し付けられることを防止することができ、絶縁体層の損傷（割れ）を防止することができる。
【００２２】
本発明に係る耐雷ファスナの第１参考実施形態を、図３を用いて説明する。
本実施形態に係る耐雷ファスナ２１は、前述した係合部７，８の代わりに、係合部２２，２３が設けられているという点で前述した第１実施形態のものと異なる。その他の構成要素については前述した第１実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
なお、前述した第１実施形態と同一の部材には同一の符号を付している。
【００２３】
頭部３の一端部（頂部）には、絶縁体層５が係止されるファスナ側係合部（係合部）２２が設けられて（形成されて）いる。このファスナ側係合部２２は、頭部３の周縁部に沿って配置された、板厚方向に貫通する複数個（本実施形態では８個）の貫通穴である。また、図３（ａ）および図３（ｂ）に示すように、各貫通穴は、頭部３の頂面（図３（ａ）において上側に位置する平面）から軸部２の側に向かって放射状に、すなわち、頭部３の頂面に位置する開口端が、頭部３の側面に位置する開口端よりも半径方向内側に位置するように延びている。
ファスナ頭部の周縁部については、その断面視形状が丸みを帯びるように形成されている（アール（Ｒ）を有するように加工されている）とさらに好ましい。
【００２４】
絶縁体層５の底面（図３（ａ）において下側に位置する平面）には、ファスナ側係合部２２に係止される絶縁体層側係合部２３が設けられて（形成されて）いる。この絶縁体層側係合部２３は、周縁部に沿って配置されるとともに、ファスナ側係合部２２と合致する複数本（本実施形態では８本）の丸棒状の突起（凸部）である。なお、この絶縁体層５は、射出成形によって頭部３に取り付けられるようになっているため、絶縁体層側係合部２３は、射出成形時においてファスナ側係合部２２内に入り込むようにして形作られる（形成される）こととなる。そして、絶縁体層５が射出成形によって頭部３に取り付けられることにより、絶縁体層５の表面（より詳しくは、絶縁体層５の底面および絶縁体層側係合部２３の外周面）と、頭部３の表面（より詳しくは、頭部３の頂面およびファスナ側係合部２２の内周面）とが全体にわたって密着し、絶縁体層５自身が有する接着力によって絶縁体層５が頭部３にしっかりと（確実に）固定されることとなる。
【００２５】
本実施形態に係る耐雷ファスナ２１によれば、ファスナ側係合部２２と絶縁体層側係合部２３とが機械的に噛み合うことにより、絶縁体層５が頭部３に機械的にロックされた（固定された）状態となるので、航空機運用中に、絶縁体層５が頭部３からピールオフする（剥がれ落ちる）ことを確実に防止することができ、耐雷ファスナ２１を常に良好な状態に保つことができる。
また、本実施形態に係る耐雷ファスナ２１によれば、熱可塑性樹脂または熱硬化性樹脂からなる絶縁体層５が、射出成形によって頭部３に取り付けられ、絶縁体層５の表面と頭部３の表面とが、全体的に密着するとともに、絶縁体層５自身が有する接着力によって絶縁体層５が頭部３にしっかりと（確実に）固定されることとなるので、絶縁体層５を頭部３により確実に固定する（取り付ける）ことができて、耐雷ファスナ２１の信頼性をさらに向上させることができる。
さらに、本実施形態に係る耐雷ファスナ２１によれば、熱可塑性樹脂または熱硬化性樹脂からなる絶縁体層５が、射出成形によって頭部３に取り付けられることとなるので、大量生産が実施可能となり、製造コストの低減化を図ることができる。
さらにまた、導電体層６とファスナ本体４との間には、絶縁体層５が配置されているので、仮に、導電体層６に雷が直撃したとしても、導電体層６からファスナ本体４へ流れようとする雷撃電流を遮断する（低減させる）ことができる。
【００２６】
さらにまた、本実施形態に係る耐雷ファスナ２１が、例えば、図１に示すような航空機の外板１０と、構造材（例えば、リブ、ストリンガ等）１１とを結合するのに用いられた場合には、導電体層６からファスナ本体４へ流れようとする雷撃電流が、絶縁体層５により遮断される（低減させられる）こととなるので、CFRP１２への雷撃電流の導入を防止することができる。
さらにまた、本実施形態に係る耐雷ファスナ２１が、例えば、図１に示すような航空機の外板１０と、構造材（例えば、リブ、ストリンガ等）１１とを結合するのに用いられた場合には、ファスナ本体４の方へは雷撃電流が流れない（流れ難い）ようになっているので、従来、構造材１１とカラー１７との間にスパーク防止のために必要とされたDI（Dielectric Insulator：絶縁板）、および雄ネジ部２ａの先端部とカラー１７の全体を覆うように取り付けられていた（カラー１７からの二次的放電を防止するために取り付けられていた）絶縁ゴム製のキャップをすべてなくすことができ、機体重量を大幅に低減させることができる。
【００２７】
本発明に係る耐雷ファスナの第２参考実施形態を、図４を用いて説明する。
本実施形態に係る耐雷ファスナ３１は、前述した係合部７，８，２２，２３の代わりに、係合部３２，３３が設けられているという点で前述した実施形態のものと異なる。その他の構成要素については前述した実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
なお、前述した実施形態と同一の部材には同一の符号を付している。
【００２８】
頭部３の頂面には、絶縁体層５が係止されるファスナ側係合部（係合部）３２が設けられて（形成されて）いる。このファスナ側係合部３２は、平面視円形状を呈して中央部に位置する第１の凸部３４と、平面視円環状を呈して周縁部に位置する第２の凸部３５とを備えている。これら第１の凸部３４および第２の凸部３５の高さ（図４（ａ）における上下方向の長さ）は、０．２ｍｍ〜０．４ｍｍとされており、これら第１の凸部３４および第２の凸部３５の側面（外周面）には、アリ溝３６がそれぞれ形成されている。また、これら第１の凸部３４および第２の凸部３５の周縁部、およびファスナ頭部３の周縁部はそれぞれ、その断面視形状が丸みを帯びるように形成されている（アール（Ｒ）を有するように加工されている）とさらに好ましい。
【００２９】
絶縁体層５の底面（図４（ａ）において下側に位置する平面）には、ファスナ側係合部３２に係止される絶縁体層側係合部３３が設けられて（形成されて）いる。この絶縁体層側係合部３３は、中央部に配置されるとともに、第１の凸部３４と合致する第１の凹部３７と、周縁部に沿って配置されるとともに、第２の凸部３５と合致する第２の凹部３８とを備えている。なお、この絶縁体層５は、射出成形によって頭部３に取り付けられるようになっているため、射出成形時において絶縁体層５がアリ溝３６内に隙間なく入り込むようにして形作られる（形成される）こととなる。そして、絶縁体層５が射出成形によって頭部３に取り付けられることにより、ファスナ側係合部３２の外表面（より詳しくは、第１の凸部３４の頂面、第１の凸部３４の側面、第２の凸部３５の頂面、および第２の凸部３５の側面）と、絶縁体層側係合部３３の内表面（より詳しくは、第１の凹部３７の底面、第１の凹部３７の内周面、第２の凹部３８の底面、および第２の凹部３８の内周面）とが全体にわたって密着し、絶縁体層５自身が有する接着力によって絶縁体層５が頭部３にしっかりと（確実に）固定されることとなる。
【００３０】
本実施形態に係る耐雷ファスナ３１によれば、ファスナ側係合部３２と絶縁体層側係合部３３とが機械的に噛み合うことにより、絶縁体層５が頭部３に機械的にロックされた（固定された）状態となるので、航空機運用中に、絶縁体層５が頭部３からピールオフする（剥がれ落ちる）ことを確実に防止することができ、耐雷ファスナ３１を常に良好な状態に保つことができる。
また、本実施形態に係る耐雷ファスナ３１によれば、熱可塑性樹脂または熱硬化性樹脂からなる絶縁体層５が、射出成形によって頭部３に取り付けられ、絶縁体層５の表面と頭部３の表面とが、全体的に密着するとともに、絶縁体層５自身が有する接着力によって絶縁体層５が頭部３にしっかりと（確実に）固定されることとなるので、絶縁体層５を頭部３により確実に固定する（取り付ける）ことができて、耐雷ファスナ３１の信頼性をさらに向上させることができる。
さらに、本実施形態に係る耐雷ファスナ３１によれば、熱可塑性樹脂または熱硬化性樹脂からなる絶縁体層５が、射出成形によって頭部３に取り付けられることとなるので、大量生産が実施可能となり、製造コストの低減化を図ることができる。
さらにまた、導電体層６とファスナ本体４との間には、絶縁体層５が配置されているので、仮に、導電体層６に雷が直撃したとしても、導電体層６からファスナ本体４へ流れようとする雷撃電流を遮断する（低減させる）ことができる。
【００３１】
さらにまた、本実施形態に係る耐雷ファスナ３１が、例えば、図１に示すような航空機の外板１０と、構造材（例えば、リブ、ストリンガ等）１１とを結合するのに用いられた場合には、導電体層６からファスナ本体４へ流れようとする雷撃電流が、絶縁体層５により遮断される（低減させられる）こととなるので、CFRP１２への雷撃電流の導入を防止することができる。
さらにまた、本実施形態に係る耐雷ファスナ３１が、例えば、図１に示すような航空機の外板１０と、構造材（例えば、リブ、ストリンガ等）１１とを結合するのに用いられた場合には、ファスナ本体４の方へは雷撃電流が流れない（流れ難い）ようになっているので、従来、構造材１１とカラー１７との間にスパーク防止のために必要とされたDI（Dielectric Insulator：絶縁板）、および雄ネジ部２ａの先端部とカラー１７の全体を覆うように取り付けられていた（カラー１７からの二次的放電を防止するために取り付けられていた）絶縁ゴム製のキャップをすべてなくすことができ、機体重量を大幅に低減させることができる。
【００３２】
つぎに、上述した耐雷ファスナ１，２１，３１の作製方法の一例を、図５および図６を用いて説明する。
なお、図６は耐雷ファスナ１の形状をもとに説明した図であり、耐雷ファスナ２１，３１についても同様である。
（１）軸部２の他端部に雄ネジ部２ａが形成されたファスナ本体４を準備し、頭部３に、耐雷ファスナ１の場合にはファスナ側係合部７を、耐雷ファスナ２１の場合には複数個のファスナ側係合部２２を、耐雷ファスナ３１の場合にはファスナ側係合部３２を加工する。
（２）次に、型締力３０ｔｏｎの縦型射出成形機（図示せず）と、取り数４個のインサート成形用金型４１（図５参照）を用いて絶縁体層５を有する耐雷ファスナ１の成形を行う。絶縁体層５の材料としては熱可塑性のポリイミド（以下、「樹脂」という。）を用い、シリンダ温度は３８０℃に設定する。また、金型温度は、金型内に組み込んだカートリッジヒータ４５（図５参照）により１８０℃に温調する。
（３）金型４１を予め射出成形機の型盤に取り付け、金型４１の蓋部材４１ｂを開く（図６（ａ）参照）。頭部３に加工が施されたファスナ本体４を、金型４１の本体４１ａに形成された耐雷ファスナを受け入れる穴部４４の中に挿入する。この際、ファスナ本体４を金型温度もしくはその近傍の温度に予熱しておくと、樹脂とファスナ本体４との高い密着性ならびに樹脂の良好な流動性が得られる。
（４）金型の蓋部材４１ｂを閉じ（図６（ｂ）参照）、所定の型締力を加えた後、頭部３の近くに設けられた樹脂の注入点（ゲート）４３ａより樹脂を射出充填し、頭部３に絶縁体層５を形成させる（図６（ｃ）参照）。注入点４３ａの形状はピンゲート形状とし、頭部３のほぼ真ん中に位置する。頭部３の面に垂直に樹脂の注入点４３ａを設ける事により、樹脂の射出充填に伴い発生する樹脂圧力によってファスナ本体４が金型４１の本体４１ａに押し付けられる。このため、頭部３の傾斜面とこれに相対する金型４１の本体４１ａの傾斜面との間に生じる隙間が小さくなりバリの発生を抑制できる。
（５）射出完了後、ヒケを防止するため所定時間、保持圧をかけ一定時間冷却した後、金型の蓋部材４１ｂを開き、頭部３に絶縁体層５を有する耐雷ファスナ１を取り出す。
（６）取り出した耐雷ファスナ１は一定時間放置し冷却したあと、必要であれば成形品のゲートマークをニッパーやサンドペーパーやカッターなどを用いて後加工し仕上げる。ただし、ゲートマークの処理方法はこれらの方法に限定されるものではない。
（７）また、成形時の残留応力を除去する目的で、必要に応じて絶縁層を有する耐雷ファスナ１を、加熱炉などを用いてアニール処理を行う。
【００３３】
なお、樹脂の射出充填に伴い発生する樹脂圧力は、例えば、１００ＭＰａ程度と高いので、絶縁体層５と頭部３との間にボイド（void）が発生しにくく、絶縁体層５と頭部３との密着性を向上させることができる。
【００３４】
また、前述した射出成形の前処理としてファスナ本体４と樹脂絶縁層との密着性向上を目的として、頭部３の表面に、大気圧プラズマを照射する等の表面処理を施して、頭部３の表面に微細な凹凸を形成する前処理を行っても良い。前処理の方法としては、例えば、以下のような方法を具体例として挙げることができる。
（１）大気圧プラズマを照射する場合には、原料ガスとして空気（酸素、窒素、あるいはこれらを含むガス）を用い、流量：１０sccm、圧力：大気圧、図示しない直流トーチ（RFトーチ、マイクロ波トーチ、あるいは真空トーチでもよい。）を４０Wに設定した条件で、２０秒間処理する。
（２）頭部３の表面に投射材粒子（例えば、金属、セラミックス、ガラス等の硬質粒子を投射して、頭部３の表面を粗面化させるための前処理を行う（このような処理は一般に「ショットブラスト」とも呼ばれる）場合には、圧力４００ｋＰａ、使用グリット：アルミナ、番手＃６０、照射時間：１０sec／２０個、ノズルと供試体との距離：１００mm、施工後の表面粗さ（凹凸）：Ｒａ１．６μｍ、カバレージ：１００％以上の条件で行う。
（３）頭部３の表面に陽極酸化被膜形成処理を施す。
（４）頭部３の表面を粗面化させるための他の手段として、研磨目やローレット等を用いたり、化学的なエッチングを用いたりすることもできる。
【００３５】
また、ファスナ頭部と絶縁体の融着部分の密着性を向上させるために、ファスナ頭部のプライマー処理を施しても良い。たとえば、ファスナ頭部にポリエーテルサルフォン（PES）樹脂を塗布することで、ポリイミドとファスナ本体４との密着性を約３倍程度高めることが出来る。
あるいは、ファスナ頭部に融着する最初の絶縁体層を、その上に成形する絶縁体と比較して密着性の良い樹脂で作り、ファスナ頭部と絶縁体層の密着性を高めることも出来る。たとえば、最初の絶縁体層を、密着性の高いエラストマーとし、その上部に絶縁耐電圧の高いポリイミドを成形することで、密着性が高く絶縁性も高い耐雷ファスナとすることができる。作製方法としては、たとえばエラストマーとポリイミドの二色成形の射出成形を用いることが出来る。エラストマーのような柔らかい絶縁体を最初の絶縁体層に用いることで、密着性が向上するだけでなく、機械的かみ合い部分の応力を緩和し、かみ合い部分の破損を抑える効果も持たせることが出来る。
【００３６】
つぎに、作製された耐雷ファスナ３１が、航空機の外板１０と、構造材（例えば、リブ、ストリンガ等）１１とを結合するのに用いられた場合の施工方法を、図７を用いて説明する。
なお、図７は耐雷ファスナ３１の形状をもとに説明した図であり、耐雷ファスナ１，２１についても同様である。
（１）航空機の外板１０と構造材１１とを重ね合わせた後、ドリル等の穴あけ具（機械）を用いて、所定の場所に凹所（穴）１６を穿設する（図７（ａ）参照）。
（２）凹所１６の内表面（内周面）にシーリング材１８を塗布する（図７（ｂ）参照）。
（３）耐雷ファスナ３１の軸部２をシーリング材１８が塗布された穴１６内に差し込み（挿入し）、構造材１１から内方（裏面側）に突出する雄ネジ部２ａにカラー１７（図１参照）を締め込んでいく（図７（ｃ）参照）。
（４）耐雷ファスナ３１の表面（より詳しくは、導電体層６の表面）、シーリング材１８の表面、および導電性メッシュ１５の表面にアルミニウムテープ１９を貼り付ける（図７（ｄ）参照）。
【００３７】
なお、本発明は上述した実施形態に限定されるものではなく、必要に応じて適宜変更実施可能である。
例えば、導電体層６は、本発明に係る耐雷ファスナにおいて必須の要素ではなく、省略することもできる。すなわち、絶縁体層５の表面と導電性メッシュ１５の表面とが、同一平面上に位置するように（面一になるように）構成することもできる。
【００３８】
また、本発明に係る耐雷ファスナは、図１に示すような航空機の外板１０と、構造材１１とを結合するためだけに用いられるものではなく、例えば、図８に示すような航空機の外板５０と、構造材１１とを結合するのにも用いることができる。
外板５０は、主として導電性（アルミニウムの1/100〜1/1000程度の導電性）を有する樹脂材料（例えば、CFRP（炭素繊維強化樹脂）であって、以下、「CFRP」という）１２からなり、その表面（組み立て後、外側に位置する面）全体には、導電性を有する部材（例えば、銅）５１が積層されており、その裏面（組み立て後、内側に位置する面）全体には、絶縁性を有する樹脂材料（例えば、GFRP（ガラス繊維硬化樹脂）であって、以下、「GFRP」という）１４が積層されている。
また、CFRP１２の表面側に位置する導電性を有する部材５１の表面全体には、絶縁性を有する樹脂材料（例えば、GFRP（ガラス繊維硬化樹脂））５２が積層されている。
【符号の説明】
【００３９】
１ 耐雷ファスナ
３ 頭部
５ 絶縁体層
７ ファスナ側係合部（係合部）
７ａ 凸部
７ｂ 凹部
１０ 外板
１１ 構造材
１８ シーリング材
２１ 耐雷ファスナ
２２ ファスナ側係合部（係合部）
３１ 耐雷ファスナ
３２ ファスナ側係合部（係合部）
３４ 第１の凸部
３５ 第２の凸部
５０ 外板
Ａ 航空機組立品
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の外板と、この外板を内側から支持する構造材と、これら外板と構造材とを結合するファスナとを具備した航空機組立品に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
航空機の外板と、この外板を内側から支持する構造材と、これら外板と構造材とを結合するファスナとを具備した航空機組立品としては、例えば、特許文献１の図２に開示されたものが知られている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】特開２００７−１２６１１９号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
しかしながら、上記特許文献１に開示された航空機組立品では、着雷の頻度の高いファスナ皿頭周辺部に、着雷の前駆フェーズであるストリーマが発生し、ファスナに着雷してしまうおそれがあった。
【０００５】
本発明は、上記の事情に鑑みてなされたもので、着雷の頻度の高いファスナ皿頭周辺部で、着雷の前駆フェーズであるストリーマの発生を抑制することができて、ファスナへの着雷を抑制することができる航空機組立品を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明は、上記課題を解決するため、以下の手段を採用した。
本発明に係る航空機組立品は、航空機の外板と、この外板を内側から支持する構造材と、これら外板と構造材とを結合するファスナとを具備した航空機組立品であって、前記ファスナと前記外板との間が、シーリング材で満たされている。
【０００７】
上記航空機組立品において、前記ファスナの頭部の一端部を覆うように配置された絶縁体層と、前記ファスナの頭部を受け入れる凹所との間が、シーリング材で満たされているとさらに好適である。
【０００８】
本発明に係る航空機組立品の製造方法は、航空機の外板と、この外板を内側から支持する構造材と、これら外板と構造材とを結合するファスナとを具備した航空機組立品の製造方法であって、前記ファスナと前記外板との間に、シーリング材を充填するようにした。
【０００９】
上記航空機組立品の製造方法において、前記ファスナの頭部の一端部を覆うように配置された絶縁体層と、前記ファスナの頭部を受け入れる凹所との間に、シーリング材を充填するようにするとさらに好適である。
【００１０】
本発明に係る航空機組立品または航空機組立品の製造方法によれば、シャープエッジのために電界集中が発生して、特に着雷の頻度の高いファスナ皿頭周辺部で、着雷の前駆フェーズであるストリーマの発生を抑制することができて、ファスナへの着雷を抑制することができる。
【発明の効果】
【００１１】
本発明に係る航空機組立品によれば、着雷の頻度の高いファスナ皿頭周辺部で、着雷の前駆フェーズであるストリーマの発生を抑制することができて、ファスナへの着雷を抑制することができるという効果を奏する。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】本発明の第１実施形態に係る耐雷ファスナにより外板と構造材とが結合された状態を示す航空機組立品の縦断面図である。
【図２】本発明の第１実施形態に係る耐雷ファスナの正面図である。
【図３】本発明に係る耐雷ファスナの第１参考実施形態を示す図であって、（ａ）は正面図、（ｂ）は（ａ）のIII−III矢視断面図である。
【図４】本発明に係る耐雷ファスナの第２参考実施形態を示す図であって、（ａ）は正面図、（ｂ）は（ａ）のIV−IV矢視断面図である。
【図５】本発明に係る耐雷ファスナを作製するために用いられるインサート成形用金型の平面図である。
【図６】本発明に係る耐雷ファスナの作製方法を説明するための説明図である。
【図７】本発明に係る耐雷ファスナが、航空機の外板と、構造材とを結合するのに用いられた場合の施工方法を説明するための説明図である。
【図８】本発明に係る耐雷ファスナを適用することができる航空機組立品の他の実施形態を示す縦断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
以下、本発明に係る耐雷ファスナ（Fastener）の第１実施形態を、図１および図２を参照しながら説明する。
図１および図２に示すように、本実施形態に係る耐雷ファスナ（耐雷型のファスナ）１は、円柱形状の軸部（シャンク：Shank）２、および軸部２の一端側に設けられ、軸部２から遠ざかるにつれて拡径する略円錐台形状の頭部（フラッシュ・ヘッド：Flush Head）３を有するファスナ本体４と、頭部３の一端部（図１および図２において上側に位置する頂部）を覆うように配置された絶縁体層５と、絶縁体層５の一端面（図１および図２において上側の端面）を覆うように配置された導電体層６とを主たる要素として構成されたものである。
【００１４】
ファスナ本体４は、軸部２と頭部３とが一体に形成されたものであり、例えば、チタン（Ti-6Al-4V：アニール材）やインコネル等の合金を用いて作製されている。
軸部２の他端部（図１および図２において下側の端部）には、後述するカラー（ナット）の雌ネジ部と螺合する雄ネジ部２ａが設けられて（形成されて）いる。
頭部３の一端部（頂部）には、絶縁体層５が係止されるファスナ側係合部（係合部）７が設けられて（形成されて）いる。このファスナ側係合部７は、軸部２と反対の側（図１および図２において上側）に位置するとともに、周方向に沿って半径方向外側に突出する（拡径する）凸部７ａと、軸部２と凸部７ａとを接続（連結）するとともに、周方向に沿って半径方向内側に凹む（窪む）凹部７ｂとを備えている。これら凸部７ａおよび凹部７はそれぞれ、その断面視形状が図１および図２に示すような丸みを帯びるように形成されている（例えば、０．１ｍｍ〜０．３ｍｍ程度のアール（Ｒ）を有するように加工されている）。
なお、頭部３の一端面における直径は、例えば、６ｍｍ程度である。
【００１５】
絶縁体層５は、例えば、熱可塑性樹脂（例えば、耐熱性・強度を有する他、絶縁破壊電圧が高いポリエーテルイミド（ＰＥＩ）、耐熱性・強度が優れている他、成形性・汎用性に優れたポリエーテルエーテルケトン（ＰＥＥＫ）、耐熱性・強度を有する他、成形性・汎用性に優れたポリフェニルサルルファイド（ＰＰＳ）、耐熱性・強度が特に優れているポリアミドイミド（ＰＡＩ））や、熱硬化性樹脂（例えば、耐熱性・強度が特に優れているポリイミド（ＰＩ））等を用いて作製された円盤状の部材である。絶縁体層５の周縁部（図１および図２において下側の端部）には、ファスナ側係合部７に係止される絶縁体層側係合部８が設けられて（形成されて）いる。この絶縁体層側係合部８は、周方向に沿って半径方向内側に凹む（窪む）とともに、ファスナ側係合部７の凸部７ａと合致する凹部８ａと、周方向に沿って半径方向外側に突出する（拡径する）とともに、ファスナ側係合部７の凹部７ｂと合致する凸部８ｂとを備えている。
また、この絶縁体層５は、射出成形によって頭部３のファスナ側係合部７に取り付けられるようになっている。これにより、ファスナ側係合部７の外表面（より詳しくは、ファスナ側係合部７の頂面（平面）、凸部７ａの側面（外周面）、および凹部７ｂの側面（外周面））と、絶縁体層側係合部８の内表面（より詳しくは、絶縁体層側係合部８の底面（図１および図２において下側に位置する平面）、凹部８ａの側面（内周面）、および凸部８ｂの側面（内周面））とが全体にわたって密着し、絶縁体層５自身が有する接着力によって絶縁体層５が頭部３にしっかりと（確実に）固定されることとなる。
なお、絶縁体層５の板厚（頂面（図１および図２において上側に位置する平面）と底面（図１および図２において下側に位置する平面）との間の長さ）は、MIL-STD-1757A Zone１の雷撃試験電圧（約４０kV）に対しても十分な絶縁耐力を有するように、例えば、０．６ｍｍ〜１．０mm程度とされていることが望ましい。
【００１６】
導電体層６は、その外径が絶縁体層５の外径と略同じ寸法とされた、例えば、銅箔からなる円盤状の部材であり、例えば、接着剤によって絶縁体層５の頂面に固定されている（貼り付けられている）。
なお、導電体層６は必須の要素ではなく、要求される信頼度によって省略することができる。
【００１７】
このようにして製造された耐雷ファスナ１は、例えば、図１に示すような航空機の外板１０と、構造材（例えば、リブ、ストリンガ等）１１とを結合するのに用いられる。なお、外板１０と構造材１１とは、耐雷ファスナ１によって結合され、航空機組立品（例えば、主翼組立品、尾翼組立品、胴体組立品等）Ａとなる。
外板１０は、主として導電性（アルミニウムの1/100〜1/1000程度の導電性）を有する樹脂材料（例えば、CFRP（炭素繊維強化樹脂）であって、以下、「CFRP」という）１２からなり、その表面（組み立て後、外側に位置する面）全体および裏面（組み立て後、内側に位置する面）全体には、絶縁性を有する樹脂材料（例えば、GFRP（ガラス繊維硬化樹脂）であって、以下、「GFRP」という）１３，１４が積層されている。
また、CFRP１２の表面側に位置するGFRP１３の表面（組み立て後、外側に位置する面）には、その全体が導電性を有するメッシュ状（若しくは板状）の部材（例えば、銅であって、以下、「導電性メッシュ」という）１５が積層されている。
【００１８】
構造材１１は、例えば、アルミ合金やチタン材、またはCFRP（炭素繊維強化樹脂）からなり、GFRP１４の裏面（組み立て後、内側に位置する面）上の所定位置に配置されている。
GFRP１４の裏面上に構造材１１が配置された構造物の所定位置には、これら外板１０および構造物１１を板厚方向に貫通するとともに、耐雷ファスナ１を受け入れることができる凹所（穴）１６があけられている。そして、各凹所１６には、耐雷ファスナ１が収められており、構造材１１の裏面から内側に突出する雄ネジ部２ａには、例えば、チタンやインコネル等の合金を用いて作製されたカラー（ナット）１７が締結されている。
なお、図１中の符号１８は、耐雷ファスナ１と凹所１６との間の隙間を埋めるシーリング材（例えば、スペック：ＡＭＳ３２８１、メーカー：ＰＲＣ−Ｄｅｓｏｔｏ、型番：ＰＲ１７７６Ｍ Ｂ２のポリサルファイドポリマ）であり、符号１９は、例えば、接着剤によって耐雷ファスナ１の表面（より詳しくは、導電体層６の表面）および導電性メッシュ１５の表面に固定された（貼り付けられた）アルミニウムテープである。
また、このアルミニウムテープ１９は必須の要素ではなく、要求される信頼度によって省略することができる。
【００１９】
本実施形態に係る耐雷ファスナ１によれば、ファスナ側係合部７の凸部７ａと絶縁体層側係合部８の凹部８ａとが機械的に噛み合うとともに、ファスナ側係合部７の凹部７ｂと絶縁体層側係合部８の凸部８ｂとが機械的に噛み合うことにより、絶縁体層５が頭部３に機械的にロックされた（固定された）状態となるので、航空機運用中に、絶縁体層５が頭部３からピールオフする（剥がれ落ちる）ことを確実に防止することができ、耐雷ファスナ１を常に良好な状態に保つことができる。
また、本実施形態に係る耐雷ファスナ１によれば、熱可塑性樹脂または熱硬化性樹脂からなる絶縁体層５が、射出成形によって頭部３のファスナ側係合部７に取り付けられ、ファスナ側係合部７の外表面と絶縁体層側係合部８の内表面とが、全体的に密着するとともに、絶縁体層５自身が有する接着力によって絶縁体層５が頭部３にしっかりと（確実に）固定されることとなるので、絶縁体層５を頭部３により確実に固定する（取り付ける）ことができて、耐雷ファスナ１の信頼性をさらに向上させることができる。
さらに、本実施形態に係る耐雷ファスナ１によれば、凸部７ａの断面視形状が図１および図２に示すような丸みを帯びるように形成されている（例えば、０．１ｍｍ〜０．３ｍｍ程度のアール（Ｒ）を有するように加工されている）ので、着雷前の電界集中を緩和し、耐雷ファスナ１への着雷を防止することができて、耐雷性能を向上させることができる。
さらにまた、本実施形態に係る耐雷ファスナ１によれば、熱可塑性樹脂または熱硬化性樹脂からなる絶縁体層５が、射出成形によって頭部３のファスナ側係合部７に取り付けられることとなるので、大量生産が実施可能となり、製造コストの低減化を図ることができる。
さらにまた、導電体層６とファスナ本体４との間には、絶縁体層５が配置されているので、仮に、導電体層６に雷が直撃したとしても、導電体層６からファスナ本体４へ流れようとする雷撃電流を遮断する（低減させる）ことができる。
【００２０】
さらにまた、本実施形態に係る耐雷ファスナ１が、例えば、図１に示すような航空機の外板１０と、構造材（例えば、リブ、ストリンガ等）１１とを結合するのに用いられた場合には、導電体層６からファスナ本体４へ流れようとする雷撃電流が、絶縁体層５により遮断される（低減させられる）こととなるので、CFRP１２への雷撃電流の導入を防止することができ、雷撃電流によりCFRP１２が損傷してしまうことを防止することができる。
さらにまた、本実施形態に係る耐雷ファスナ１が、例えば、図１に示すような航空機の外板１０と、構造材（例えば、リブ、ストリンガ等）１１とを結合するのに用いられた場合には、ファスナ本体４の方へは雷撃電流が流れない（流れ難い）ようになっているので、従来、構造材１１とカラー１７との間にスパーク防止のために必要とされたDI（Dielectric Insulator：絶縁板）、および雄ネジ部２ａの先端部とカラー１７の全体を覆うように取り付けられていた（カラー１７からの二次的放電を防止するために取り付けられていた）絶縁ゴム製のキャップをすべてなくすことができ、機体重量を大幅に低減させることができる。
【００２１】
なお、本実施形態に係る耐雷ファスナ１が、例えば、図１に示すような航空機の外板１０と、構造材１１とを結合するのに用いられた場合に、絶縁体層５のテーパ面（凹所１６のテーパ面と対向する面）と、外板１０に穿設された凹所１６（より詳しくは、凹所１６のテーパ面）との間に隙間ができるように、絶縁体層５が形成されているとさらに好適である。
これにより、耐雷ファスナ１を外板１０に形成された凹所１６内に挿入して取り付けた際に、絶縁体層５のテーパ面が凹所１６の表面（テーパ面）に押し付けられることを防止することができ、絶縁体層の損傷（割れ）を防止することができる。
【００２２】
本発明に係る耐雷ファスナの第１参考実施形態を、図３を用いて説明する。
本実施形態に係る耐雷ファスナ２１は、前述した係合部７，８の代わりに、係合部２２，２３が設けられているという点で前述した第１実施形態のものと異なる。その他の構成要素については前述した第１実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
なお、前述した第１実施形態と同一の部材には同一の符号を付している。
【００２３】
頭部３の一端部（頂部）には、絶縁体層５が係止されるファスナ側係合部（係合部）２２が設けられて（形成されて）いる。このファスナ側係合部２２は、頭部３の周縁部に沿って配置された、板厚方向に貫通する複数個（本実施形態では８個）の貫通穴である。また、図３（ａ）および図３（ｂ）に示すように、各貫通穴は、頭部３の頂面（図３（ａ）において上側に位置する平面）から軸部２の側に向かって放射状に、すなわち、頭部３の頂面に位置する開口端が、頭部３の側面に位置する開口端よりも半径方向内側に位置するように延びている。
ファスナ頭部の周縁部については、その断面視形状が丸みを帯びるように形成されている（アール（Ｒ）を有するように加工されている）とさらに好ましい。
【００２４】
絶縁体層５の底面（図３（ａ）において下側に位置する平面）には、ファスナ側係合部２２に係止される絶縁体層側係合部２３が設けられて（形成されて）いる。この絶縁体層側係合部２３は、周縁部に沿って配置されるとともに、ファスナ側係合部２２と合致する複数本（本実施形態では８本）の丸棒状の突起（凸部）である。なお、この絶縁体層５は、射出成形によって頭部３に取り付けられるようになっているため、絶縁体層側係合部２３は、射出成形時においてファスナ側係合部２２内に入り込むようにして形作られる（形成される）こととなる。そして、絶縁体層５が射出成形によって頭部３に取り付けられることにより、絶縁体層５の表面（より詳しくは、絶縁体層５の底面および絶縁体層側係合部２３の外周面）と、頭部３の表面（より詳しくは、頭部３の頂面およびファスナ側係合部２２の内周面）とが全体にわたって密着し、絶縁体層５自身が有する接着力によって絶縁体層５が頭部３にしっかりと（確実に）固定されることとなる。
【００２５】
本実施形態に係る耐雷ファスナ２１によれば、ファスナ側係合部２２と絶縁体層側係合部２３とが機械的に噛み合うことにより、絶縁体層５が頭部３に機械的にロックされた（固定された）状態となるので、航空機運用中に、絶縁体層５が頭部３からピールオフする（剥がれ落ちる）ことを確実に防止することができ、耐雷ファスナ２１を常に良好な状態に保つことができる。
また、本実施形態に係る耐雷ファスナ２１によれば、熱可塑性樹脂または熱硬化性樹脂からなる絶縁体層５が、射出成形によって頭部３に取り付けられ、絶縁体層５の表面と頭部３の表面とが、全体的に密着するとともに、絶縁体層５自身が有する接着力によって絶縁体層５が頭部３にしっかりと（確実に）固定されることとなるので、絶縁体層５を頭部３により確実に固定する（取り付ける）ことができて、耐雷ファスナ２１の信頼性をさらに向上させることができる。
さらに、本実施形態に係る耐雷ファスナ２１によれば、熱可塑性樹脂または熱硬化性樹脂からなる絶縁体層５が、射出成形によって頭部３に取り付けられることとなるので、大量生産が実施可能となり、製造コストの低減化を図ることができる。
さらにまた、導電体層６とファスナ本体４との間には、絶縁体層５が配置されているので、仮に、導電体層６に雷が直撃したとしても、導電体層６からファスナ本体４へ流れようとする雷撃電流を遮断する（低減させる）ことができる。
【００２６】
さらにまた、本実施形態に係る耐雷ファスナ２１が、例えば、図１に示すような航空機の外板１０と、構造材（例えば、リブ、ストリンガ等）１１とを結合するのに用いられた場合には、導電体層６からファスナ本体４へ流れようとする雷撃電流が、絶縁体層５により遮断される（低減させられる）こととなるので、CFRP１２への雷撃電流の導入を防止することができる。
さらにまた、本実施形態に係る耐雷ファスナ２１が、例えば、図１に示すような航空機の外板１０と、構造材（例えば、リブ、ストリンガ等）１１とを結合するのに用いられた場合には、ファスナ本体４の方へは雷撃電流が流れない（流れ難い）ようになっているので、従来、構造材１１とカラー１７との間にスパーク防止のために必要とされたDI（Dielectric Insulator：絶縁板）、および雄ネジ部２ａの先端部とカラー１７の全体を覆うように取り付けられていた（カラー１７からの二次的放電を防止するために取り付けられていた）絶縁ゴム製のキャップをすべてなくすことができ、機体重量を大幅に低減させることができる。
【００２７】
本発明に係る耐雷ファスナの第２参考実施形態を、図４を用いて説明する。
本実施形態に係る耐雷ファスナ３１は、前述した係合部７，８，２２，２３の代わりに、係合部３２，３３が設けられているという点で前述した実施形態のものと異なる。その他の構成要素については前述した実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
なお、前述した実施形態と同一の部材には同一の符号を付している。
【００２８】
頭部３の頂面には、絶縁体層５が係止されるファスナ側係合部（係合部）３２が設けられて（形成されて）いる。このファスナ側係合部３２は、平面視円形状を呈して中央部に位置する第１の凸部３４と、平面視円環状を呈して周縁部に位置する第２の凸部３５とを備えている。これら第１の凸部３４および第２の凸部３５の高さ（図４（ａ）における上下方向の長さ）は、０．２ｍｍ〜０．４ｍｍとされており、これら第１の凸部３４および第２の凸部３５の側面（外周面）には、アリ溝３６がそれぞれ形成されている。また、これら第１の凸部３４および第２の凸部３５の周縁部、およびファスナ頭部３の周縁部はそれぞれ、その断面視形状が丸みを帯びるように形成されている（アール（Ｒ）を有するように加工されている）とさらに好ましい。
【００２９】
絶縁体層５の底面（図４（ａ）において下側に位置する平面）には、ファスナ側係合部３２に係止される絶縁体層側係合部３３が設けられて（形成されて）いる。この絶縁体層側係合部３３は、中央部に配置されるとともに、第１の凸部３４と合致する第１の凹部３７と、周縁部に沿って配置されるとともに、第２の凸部３５と合致する第２の凹部３８とを備えている。なお、この絶縁体層５は、射出成形によって頭部３に取り付けられるようになっているため、射出成形時において絶縁体層５がアリ溝３６内に隙間なく入り込むようにして形作られる（形成される）こととなる。そして、絶縁体層５が射出成形によって頭部３に取り付けられることにより、ファスナ側係合部３２の外表面（より詳しくは、第１の凸部３４の頂面、第１の凸部３４の側面、第２の凸部３５の頂面、および第２の凸部３５の側面）と、絶縁体層側係合部３３の内表面（より詳しくは、第１の凹部３７の底面、第１の凹部３７の内周面、第２の凹部３８の底面、および第２の凹部３８の内周面）とが全体にわたって密着し、絶縁体層５自身が有する接着力によって絶縁体層５が頭部３にしっかりと（確実に）固定されることとなる。
【００３０】
本実施形態に係る耐雷ファスナ３１によれば、ファスナ側係合部３２と絶縁体層側係合部３３とが機械的に噛み合うことにより、絶縁体層５が頭部３に機械的にロックされた（固定された）状態となるので、航空機運用中に、絶縁体層５が頭部３からピールオフする（剥がれ落ちる）ことを確実に防止することができ、耐雷ファスナ３１を常に良好な状態に保つことができる。
また、本実施形態に係る耐雷ファスナ３１によれば、熱可塑性樹脂または熱硬化性樹脂からなる絶縁体層５が、射出成形によって頭部３に取り付けられ、絶縁体層５の表面と頭部３の表面とが、全体的に密着するとともに、絶縁体層５自身が有する接着力によって絶縁体層５が頭部３にしっかりと（確実に）固定されることとなるので、絶縁体層５を頭部３により確実に固定する（取り付ける）ことができて、耐雷ファスナ３１の信頼性をさらに向上させることができる。
さらに、本実施形態に係る耐雷ファスナ３１によれば、熱可塑性樹脂または熱硬化性樹脂からなる絶縁体層５が、射出成形によって頭部３に取り付けられることとなるので、大量生産が実施可能となり、製造コストの低減化を図ることができる。
さらにまた、導電体層６とファスナ本体４との間には、絶縁体層５が配置されているので、仮に、導電体層６に雷が直撃したとしても、導電体層６からファスナ本体４へ流れようとする雷撃電流を遮断する（低減させる）ことができる。
【００３１】
さらにまた、本実施形態に係る耐雷ファスナ３１が、例えば、図１に示すような航空機の外板１０と、構造材（例えば、リブ、ストリンガ等）１１とを結合するのに用いられた場合には、導電体層６からファスナ本体４へ流れようとする雷撃電流が、絶縁体層５により遮断される（低減させられる）こととなるので、CFRP１２への雷撃電流の導入を防止することができる。
さらにまた、本実施形態に係る耐雷ファスナ３１が、例えば、図１に示すような航空機の外板１０と、構造材（例えば、リブ、ストリンガ等）１１とを結合するのに用いられた場合には、ファスナ本体４の方へは雷撃電流が流れない（流れ難い）ようになっているので、従来、構造材１１とカラー１７との間にスパーク防止のために必要とされたDI（Dielectric Insulator：絶縁板）、および雄ネジ部２ａの先端部とカラー１７の全体を覆うように取り付けられていた（カラー１７からの二次的放電を防止するために取り付けられていた）絶縁ゴム製のキャップをすべてなくすことができ、機体重量を大幅に低減させることができる。
【００３２】
つぎに、上述した耐雷ファスナ１，２１，３１の作製方法の一例を、図５および図６を用いて説明する。
なお、図６は耐雷ファスナ１の形状をもとに説明した図であり、耐雷ファスナ２１，３１についても同様である。
（１）軸部２の他端部に雄ネジ部２ａが形成されたファスナ本体４を準備し、頭部３に、耐雷ファスナ１の場合にはファスナ側係合部７を、耐雷ファスナ２１の場合には複数個のファスナ側係合部２２を、耐雷ファスナ３１の場合にはファスナ側係合部３２を加工する。
（２）次に、型締力３０ｔｏｎの縦型射出成形機（図示せず）と、取り数４個のインサート成形用金型４１（図５参照）を用いて絶縁体層５を有する耐雷ファスナ１の成形を行う。絶縁体層５の材料としては熱可塑性のポリイミド（以下、「樹脂」という。）を用い、シリンダ温度は３８０℃に設定する。また、金型温度は、金型内に組み込んだカートリッジヒータ４５（図５参照）により１８０℃に温調する。
（３）金型４１を予め射出成形機の型盤に取り付け、金型４１の蓋部材４１ｂを開く（図６（ａ）参照）。頭部３に加工が施されたファスナ本体４を、金型４１の本体４１ａに形成された耐雷ファスナを受け入れる穴部４４の中に挿入する。この際、ファスナ本体４を金型温度もしくはその近傍の温度に予熱しておくと、樹脂とファスナ本体４との高い密着性ならびに樹脂の良好な流動性が得られる。
（４）金型の蓋部材４１ｂを閉じ（図６（ｂ）参照）、所定の型締力を加えた後、頭部３の近くに設けられた樹脂の注入点（ゲート）４３ａより樹脂を射出充填し、頭部３に絶縁体層５を形成させる（図６（ｃ）参照）。注入点４３ａの形状はピンゲート形状とし、頭部３のほぼ真ん中に位置する。頭部３の面に垂直に樹脂の注入点４３ａを設ける事により、樹脂の射出充填に伴い発生する樹脂圧力によってファスナ本体４が金型４１の本体４１ａに押し付けられる。このため、頭部３の傾斜面とこれに相対する金型４１の本体４１ａの傾斜面との間に生じる隙間が小さくなりバリの発生を抑制できる。
（５）射出完了後、ヒケを防止するため所定時間、保持圧をかけ一定時間冷却した後、金型の蓋部材４１ｂを開き、頭部３に絶縁体層５を有する耐雷ファスナ１を取り出す。
（６）取り出した耐雷ファスナ１は一定時間放置し冷却したあと、必要であれば成形品のゲートマークをニッパーやサンドペーパーやカッターなどを用いて後加工し仕上げる。ただし、ゲートマークの処理方法はこれらの方法に限定されるものではない。
（７）また、成形時の残留応力を除去する目的で、必要に応じて絶縁層を有する耐雷ファスナ１を、加熱炉などを用いてアニール処理を行う。
【００３３】
なお、樹脂の射出充填に伴い発生する樹脂圧力は、例えば、１００ＭＰａ程度と高いので、絶縁体層５と頭部３との間にボイド（void）が発生しにくく、絶縁体層５と頭部３との密着性を向上させることができる。
【００３４】
また、前述した射出成形の前処理としてファスナ本体４と樹脂絶縁層との密着性向上を目的として、頭部３の表面に、大気圧プラズマを照射する等の表面処理を施して、頭部３の表面に微細な凹凸を形成する前処理を行っても良い。前処理の方法としては、例えば、以下のような方法を具体例として挙げることができる。
（１）大気圧プラズマを照射する場合には、原料ガスとして空気（酸素、窒素、あるいはこれらを含むガス）を用い、流量：１０sccm、圧力：大気圧、図示しない直流トーチ（RFトーチ、マイクロ波トーチ、あるいは真空トーチでもよい。）を４０Wに設定した条件で、２０秒間処理する。
（２）頭部３の表面に投射材粒子（例えば、金属、セラミックス、ガラス等の硬質粒子を投射して、頭部３の表面を粗面化させるための前処理を行う（このような処理は一般に「ショットブラスト」とも呼ばれる）場合には、圧力４００ｋＰａ、使用グリット：アルミナ、番手＃６０、照射時間：１０sec／２０個、ノズルと供試体との距離：１００mm、施工後の表面粗さ（凹凸）：Ｒａ１．６μｍ、カバレージ：１００％以上の条件で行う。
（３）頭部３の表面に陽極酸化被膜形成処理を施す。
（４）頭部３の表面を粗面化させるための他の手段として、研磨目やローレット等を用いたり、化学的なエッチングを用いたりすることもできる。
【００３５】
また、ファスナ頭部と絶縁体の融着部分の密着性を向上させるために、ファスナ頭部のプライマー処理を施しても良い。たとえば、ファスナ頭部にポリエーテルサルフォン（PES）樹脂を塗布することで、ポリイミドとファスナ本体４との密着性を約３倍程度高めることが出来る。
あるいは、ファスナ頭部に融着する最初の絶縁体層を、その上に成形する絶縁体と比較して密着性の良い樹脂で作り、ファスナ頭部と絶縁体層の密着性を高めることも出来る。たとえば、最初の絶縁体層を、密着性の高いエラストマーとし、その上部に絶縁耐電圧の高いポリイミドを成形することで、密着性が高く絶縁性も高い耐雷ファスナとすることができる。作製方法としては、たとえばエラストマーとポリイミドの二色成形の射出成形を用いることが出来る。エラストマーのような柔らかい絶縁体を最初の絶縁体層に用いることで、密着性が向上するだけでなく、機械的かみ合い部分の応力を緩和し、かみ合い部分の破損を抑える効果も持たせることが出来る。
【００３６】
つぎに、作製された耐雷ファスナ３１が、航空機の外板１０と、構造材（例えば、リブ、ストリンガ等）１１とを結合するのに用いられた場合の施工方法を、図７を用いて説明する。
なお、図７は耐雷ファスナ３１の形状をもとに説明した図であり、耐雷ファスナ１，２１についても同様である。
（１）航空機の外板１０と構造材１１とを重ね合わせた後、ドリル等の穴あけ具（機械）を用いて、所定の場所に凹所（穴）１６を穿設する（図７（ａ）参照）。
（２）凹所１６の内表面（内周面）にシーリング材１８を塗布する（図７（ｂ）参照）。
（３）耐雷ファスナ３１の軸部２をシーリング材１８が塗布された穴１６内に差し込み（挿入し）、構造材１１から内方（裏面側）に突出する雄ネジ部２ａにカラー１７（図１参照）を締め込んでいく（図７（ｃ）参照）。
（４）耐雷ファスナ３１の表面（より詳しくは、導電体層６の表面）、シーリング材１８の表面、および導電性メッシュ１５の表面にアルミニウムテープ１９を貼り付ける（図７（ｄ）参照）。
【００３７】
なお、本発明は上述した実施形態に限定されるものではなく、必要に応じて適宜変更実施可能である。
例えば、導電体層６は、本発明に係る耐雷ファスナにおいて必須の要素ではなく、省略することもできる。すなわち、絶縁体層５の表面と導電性メッシュ１５の表面とが、同一平面上に位置するように（面一になるように）構成することもできる。
【００３８】
また、本発明に係る耐雷ファスナは、図１に示すような航空機の外板１０と、構造材１１とを結合するためだけに用いられるものではなく、例えば、図８に示すような航空機の外板５０と、構造材１１とを結合するのにも用いることができる。
外板５０は、主として導電性（アルミニウムの1/100〜1/1000程度の導電性）を有する樹脂材料（例えば、CFRP（炭素繊維強化樹脂）であって、以下、「CFRP」という）１２からなり、その表面（組み立て後、外側に位置する面）全体には、導電性を有する部材（例えば、銅）５１が積層されており、その裏面（組み立て後、内側に位置する面）全体には、絶縁性を有する樹脂材料（例えば、GFRP（ガラス繊維硬化樹脂）であって、以下、「GFRP」という）１４が積層されている。
また、CFRP１２の表面側に位置する導電性を有する部材５１の表面全体には、絶縁性を有する樹脂材料（例えば、GFRP（ガラス繊維硬化樹脂））５２が積層されている。
【符号の説明】
【００３９】
１ 耐雷ファスナ
３ 頭部
５ 絶縁体層
７ ファスナ側係合部（係合部）
７ａ 凸部
７ｂ 凹部
１０ 外板
１１ 構造材
１８ シーリング材
２１ 耐雷ファスナ
２２ ファスナ側係合部（係合部）
３１ 耐雷ファスナ
３２ ファスナ側係合部（係合部）
３４ 第１の凸部
３５ 第２の凸部
５０ 外板
Ａ 航空機組立品
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機の外板と、この外板を内側から支持する構造材と、これら外板と構造材とを結合するファスナとを具備した航空機組立品であって、
前記ファスナと前記外板との間が、シーリング材で満たされていることを特徴とする航空機組立品。
【請求項２】
前記ファスナの頭部の一端部を覆うように配置された絶縁体層と、前記ファスナの頭部を受け入れる凹所との間が、シーリング材で満たされていることを特徴とする請求項１に記載の航空機組立品。
【請求項３】
航空機の外板と、この外板を内側から支持する構造材と、これら外板と構造材とを結合するファスナとを具備した航空機組立品の製造方法であって、
前記ファスナと前記外板との間に、シーリング材を充填するようにしたことを特徴とする航空機組立品の製造方法。
【請求項４】
前記ファスナの頭部の一端部を覆うように配置された絶縁体層と、前記ファスナの頭部を受け入れる凹所との間に、シーリング材を充填するようにしたことを特徴とする請求項３に記載の航空機組立品の製造方法。
【請求項１】
航空機の外板と、この外板を内側から支持する構造材と、これら外板と構造材とを結合するファスナとを具備した航空機組立品であって、
前記ファスナと前記外板との間が、シーリング材で満たされていることを特徴とする航空機組立品。
【請求項２】
前記ファスナの頭部の一端部を覆うように配置された絶縁体層と、前記ファスナの頭部を受け入れる凹所との間が、シーリング材で満たされていることを特徴とする請求項１に記載の航空機組立品。
【請求項３】
航空機の外板と、この外板を内側から支持する構造材と、これら外板と構造材とを結合するファスナとを具備した航空機組立品の製造方法であって、
前記ファスナと前記外板との間に、シーリング材を充填するようにしたことを特徴とする航空機組立品の製造方法。
【請求項４】
前記ファスナの頭部の一端部を覆うように配置された絶縁体層と、前記ファスナの頭部を受け入れる凹所との間に、シーリング材を充填するようにしたことを特徴とする請求項３に記載の航空機組立品の製造方法。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【公開番号】特開２０１１−１０２１２３（Ｐ２０１１−１０２１２３Ａ）
【公開日】平成２３年５月２６日（２０１１．５．２６）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１１−２９２３８（Ｐ２０１１−２９２３８）
【出願日】平成２３年２月１４日（２０１１．２．１４）
【分割の表示】特願２００７−２５５４３８（Ｐ２００７−２５５４３８）の分割
【原出願日】平成１９年９月２８日（２００７．９．２８）
【出願人】（０００００６２０８）三菱重工業株式会社 (10,378)
【公開日】平成２３年５月２６日（２０１１．５．２６）
【国際特許分類】
【出願日】平成２３年２月１４日（２０１１．２．１４）
【分割の表示】特願２００７−２５５４３８（Ｐ２００７−２５５４３８）の分割
【原出願日】平成１９年９月２８日（２００７．９．２８）
【出願人】（０００００６２０８）三菱重工業株式会社 (10,378)
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