複合構造の組立て方法及び装置
【課題】複合構造を組み立てるためにコンポーネントを機械的に接合する方法及び装置である。
【解決手段】第１のコンポーネントおよび第２のコンポーネントが設けられることができる。第１と第２のコンポーネントの少なくとも一方は複合コンポーネントを具備することができる。穴が各第１及び第２のコンポーネントに形成される。第１及び第２のコンポーネントと接触するように金属スリーブが第１及び第２のコンポーネントの穴中に配置されることができ、複合リベットが金属スリーブ中に配置されることができる。熱および変形力が組み立てられた複合構造を形成するように第１及び第２のコンポーネントを接合するため複合リベットに与えられることができる。
【解決手段】第１のコンポーネントおよび第２のコンポーネントが設けられることができる。第１と第２のコンポーネントの少なくとも一方は複合コンポーネントを具備することができる。穴が各第１及び第２のコンポーネントに形成される。第１及び第２のコンポーネントと接触するように金属スリーブが第１及び第２のコンポーネントの穴中に配置されることができ、複合リベットが金属スリーブ中に配置されることができる。熱および変形力が組み立てられた複合構造を形成するように第１及び第２のコンポーネントを接合するため複合リベットに与えられることができる。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、非金属材料のコンポーネントを含むコンポーネントを接合することにより構造を組み立てる方法及び装置に関し、特に本発明は航空機及び他の応用の複合構造を組み立てるため機械的にコンポーネントを接合する方法及びファスナ装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
複合材料からなる構造の使用は、その利点が異例の耐久性と維持能力および重量の大きな節約を含んでいる航空機のような応用で特に近年人気を増している。
【０００３】
複合構造は民間及び軍事用航空機の両者で使用されているが、つい最近まで、それらの使用は通常二次航空機のコンポーネントと部品に限定されている。より大きい航空機部品と一次構造の機体コンポーネントの複合材料を使用することはあまり行われていない。
【０００４】
航空機と他の応用で使用される複合構造はしばしば複数の個々の複合コンポーネントから組み立てられる。組み立てられる複合構造の使用に伴う１つの特に問題の領域は構造を組み立てるために複合構造を機械的に接合する必要性である。大きい共硬化された複合構造の開発と、接合技術における継続された進歩にもかかわらず、航空機で使用される複合コンポーネント、特に航空機の寿命期間中のある段階で再加工または交換のために取外される必要がある複合コンポーネントを機械的に接合する必要性が残されている。
【０００５】
機械的ファスナは航空機応用で使用される金属構造を組み立てるため多年にわたって使用されており、金属構造を組み立てる手順は比較的簡単である。しかしながら、進歩した複合材料で形成される構造を組み立てるために機械的ファスナを使用することは金属構造を組み立てるときとは非常に異なる技術方法を必要とする。複合材料の十分な利点は、複合材料から形成されるコンポーネントを機械的に接合するためのいくつかの信頼性のある機構が存在しなければ実現されることができない。
【０００６】
全体的に金属コンポーネントから構成されるファスナを使用して炭素、エポキシ、黒鉛、炭素／アラミド、アラミド、ガラス補強複合材料のような複合材料で形成されるコンポーネントを機械的に接合することにより複合構造を組み立てることは航空機産業でよく知られている。航空機で複合構造を組み立てるためにしばしば使用される金属ファスナはモネル（商標名）金属、チタニウム、ステンレス鋼、アルミニウム合金材料から作られる固体のリベット、ねじを有するピン、２ピースボルト、ブラインドファスナを含んでいる。しかしながら金属ファスナは幾つかの理由で複合材料から形成されるコンポーネントを接合するには十分適切ではない。
【０００７】
最初に、固体金属リベットは最も簡単なタイプのファスナであるが、固体モネル（商標名）リベットのような通常の固体金属リベットが複合材料から形成されるコンポーネントを接合するために使用されるとき、リベットは設置中に半径方向に膨張して複合コンポーネント上で縁に沿って圧力を発生する傾向があるので、リベットは所望のレベルに満たない可能性がある。アルミニウム合金及びステンレス鋼ファスナのような金属ファスナもまた、航空機応用で使用されるときに遭遇するような温度の極値に露出されるとき膨張及び収縮し、これも所望レベルに満たない。特にコンポーネントが炭素ファイバ複合材料から形成されるとき、航空機応用で通常使用されるように、金属ファスナの収縮と膨張はファスナに関連される締付け力とプレロードに変化を起こす可能性がある。
【０００８】
複合コンポーネントの接合に使用される金属ファスナはまた、複合弛緩と、コッキングまたはプライング力と熱変化等により生じる進行性の穴の磨耗の組合された影響を受ける可能性がある。
【０００９】
複合コンポーネントを接合するための金属ファスナの使用に関する特に重要な問題は電食である。電食は金属材料、特にアルミニウム合金材料が特に炭素ファイバ複合材料のような複合材料と接触するときに生じる可能性がある。電食はアルミニウムと、接合される複合コンポーネントの炭素ファイバの化学反応によるものである。電食に対する保護を助けるために通常の金属ファスナには犠牲用または保護用被覆を適用することが知られているが、その被覆はファスナの価格を増加する。チタニウム、ステンレス鋼またはMonel（商標名）材料から形成されるファスナは電食の問題により良好に耐えることができ、炭素ファイバ複合コンポーネントを接合するためにアルミニウム合金ファスナの代わりに使用されることができる。しかしながら、このようなファスナはアルミニウム合金ファスナよりも高価である。
【００１０】
炭素ファイバ複合材料の炭素ファイバとの接触を防止するために、ファスナの製造業者はガラスファイバまたは接着スクリム絶縁体とスチール及びアルミニウム合金ファスナを含めた種々の材料との組合せを使用して試している。これらの材料の組合せも十分に適切ではない。
【００１１】
製造業者は金属ではない複合材料から形成される機械的なファスナについても実験している。例えばガラスまたは炭素エポキシファスナが知られている。しかしながら複合材料から形成されるファスナは、これらは適切な強度及び材料の適合性特性を提供または実現できず、または導電性の要件を満たさないので、航空機応用のような応用では十分に適切ではない。
【００１２】
特に、航空機の構造は電気エネルギ、例えば航空機が落雷に遭った結果として発生する電気エネルギを放散する機構を提供しなければならない。航空機で使用される複合構造はしたがって、電流を翼のチップのような航空機の外部境界方向へ導くことによって放電の要求を促し満たすために、典型的に組み立てられた複合コンポーネント間に挟まれるか複合コンポーネントの層として設けられることができる導電金属コンポーネントを含んでいる。
【００１３】
しかしながら、複合ファスナが複合コンポーネントを接合するために使用されるならば、電流は接合されるコンポーネント間で自由に流れることを制限される可能性があり、結果として、例えば航空機が落雷に遭遇したならば電流を放散する適切なパスを設けることができない。また電流を放散するための適切なパスなしでは、電位が蓄積される可能性がり、電位が十分に大きくなるとき、スパークまたは電気アークが生じる可能性があり、それは航空機の構造に望ましいものではなく、航空機の無線通信または他の電気システムで「雑音」を発生しかねない。
【００１４】
したがって、適切な強度及び材料の適合性特性を提供しながら導電性の要求を満足させる航空機の複合構造のような複合構造を組み立てるためにコンポーネントを機械的に接合する機構が必要とされる。
【発明の開示】
【発明の要約】
【００１５】
本発明の１実施形態は複合構造を組み立てるためにコンポーネントを機械的に接合する方法を提供する。第１のコンポーネントおよび第２のコンポーネントが準備される。第１と第２のコンポーネントの少なくとも一方は複合コンポーネントを含む。穴が各第１及び第２のコンポーネントに形成されることができる。金属スリーブは第１及び第２のコンポーネントと接触するように金属スリーブは第１及び第２のコンポーネントの穴に配置されることができ、複合リベットが金属スリーブに配置されることができる。熱および変形力が組み立てられた複合構造を形成するように第１及び第２のコンポーネントを接合するために複合リベットに与えられることができる。
【００１６】
本発明のさらに別の実施形態は複合構造を組み立てるためにコンポーネントを機械的接合するファスナ装置を提供する。ファスナ装置は複合リベット及び複合リベットを包囲する金属スリーブを含むことができる。
【００１７】
本発明のさらに別の実施形態は航空機の複合構造を組み立てるためにコンポーネントを機械的に接合する方法を提供する。第１のコンポーネント及び第２のコンポーネントが準備される。第１と第２のコンポーネントの少なくとも一方は複合コンポーネントを含むことができる。導電性の金属コンポーネントが設けられることができる。金属スリーブが第１及び第２のコンポーネントおよび導電性の金属コンポーネントと接触するように金属スリーブは第１及び第２のコンポーネントと導電性の金属コンポーネントの穴に配置されることができ、複合リベットが金属スリーブを通って延在するように複合リベットが金属スリーブに配置されることができる。熱および変形力が第１及び第２のコンポーネントと導電性の金属コンポーネントを接合するため複合リベットに与えられることができ、それによって接合された第１及び第２のコンポーネントと導電性の金属コンポーネントは組み立てられた複合構造を形成する。
【００１８】
本発明の実施形態の幾つかを列記する。
１０．金属スリーブは、チタニウム、ステンレス鋼、モネル（商標名）金属スリーブのうちの１つを具備している。
１１．第１及び第２のコンポーネントは、炭素ファイバ複合コンポーネントを具備している。
１２．複合構造は航空機の複合構造を具備している。
１９．航空機の複合構造を組み立てるため複合コンポーネントを機械的に接合する方法は、
少なくとも一方は複合コンポーネントである第１のコンポーネントおよび第２のコンポーネントを提供し、
導電性の金属コンポーネントを提供し、
金属スリーブが第１及び第２のコンポーネントと導電性の金属コンポーネントと接触するように金属スリーブを第１及び第２のコンポーネントの穴に配置し、
複合リベットが金属スリーブを通して延在するように金属スリーブに複合リベットを配置し、
第１及び第２のコンポーネントを接合するため熱及び変形力を複合リベットに与え、それによって接合された第１及び第２のコンポーネントと導電性の金属コンポーネントが組み立てられた複合構造を形成するステップを含んでいる。
２０．複合リベットはフルオロポリマー複合リベットで構成され、金属スリーブはチタニウム、ステンレス鋼、モネル（商標名）金属スリーブのうちの１つを具備している。
【００１９】
本発明の特徴、機能、利点は種々の実施形態で独立して実現されることができ、またはさらに他の実施形態で組み合わせられることができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２０】
本発明の実施形態の優れた特性であると考えられている特徴は、特許請求の範囲に記載されている。しかしながら実施形態自体と好ましい使用モード、さらにその目的と利点は添付図面を参照にして有効な実施形態の以下の詳細な説明によって最良に理解されるであろう。
【００２１】
特に図面を参照すると、本発明の実施形態は図１に示されている航空機の製造及び運用方法100と、図２に示されている航空機200の文脈で説明される。製造前の期間、例示的な方法100は図２の航空機200の仕様及び設計102と材料の調達104を含むことができる。製造中、航空機102のコンポーネントとサブアセンブリの製造106及びシステムの統合108が行われる。それ故、図２の航空機200は運用112のために検定および運送110をされる。カスタマにより使用されながら、図２の航空機200は日常のメンテナンス及び運用114のスケジュールを定められる（変更、再構成、一新等を含むことができる）。
【００２２】
方法100の各プロセスはシステムインテグレータ、第３のパーティ、および／またはオペレータ（例えばカスタマ）により行われ実行されることができる。この説明の目的に対しては、システムインテグレータは限定せずに任意の複数の航空機製造業と主要システムの下請け会社を含むことができ、第３のパーティは限定せずに任意の複数の販売業者、下請け会社、供給業者を含むことができ、オペレータは航空機、リース会社、軍事エンティティ、運用組織等であってもよい。
【００２３】
図２に示されているように、例示的な方法100により生成される航空機200は複数のシステム204と内部206と共に機体202を含むことができる。高レベルのシステム204の例には推進系208、電気系210、水圧系212、環境系214のうちの１以上を含む。任意の多数の他のシステムが含まれることができる。航空宇宙例が示されているが、本発明の原理は自動車産業のような他の産業に適用されることができる。
【００２４】
ここで実施されている装置及び方法は製造及び運用方法100の任意の１以上の段階の期間中に使用されることができる。例えば、製造プロセス106に対応するコンポーネントまたはサブアセンブリは航空機200が運用中に製造されるコンポーネントまたはサブアセンブリと類似した方法で製造または生産されることができる。また１以上の装置の実施形態、方法の実施形態またはその組合せは例えば実質的に航空機200の組み立てを実質的に促進するか、その価格を減少することにより製造段106および108期間中に使用されることができる。同様に、１以上の装置の実施形態、方法の実施形態またはその組合せは例えば限定としてではなくメンテナンス及び運用サービス114のような航空機200が運用中の間に使用されることができる。
【００２５】
図３を参照すると、本発明の有効な実施形態が行われることができる航空機の図が示されている。特に、図２で航空機200として構成されることができる航空機300は本発明の有効な実施形態にしたがって複合コンポーネントを機械的に接合するための方法及び装置によって組み立てられた複合構造を使用することができる応用の１例である。
【００２６】
この例示的な例では、航空機300は胴体または本体306に取り付けられている翼302と304を有する。航空機300は翼に取り付けられたエンジン308と310を含んでいる。さらに航空機300はそれぞれ水平および垂直の安定翼312と314も含んでいる。
【００２７】
航空機上の複合材料で形成されている構造の使用は、このような構造が異例の耐久性と維持能力および重量の大きな節減という利点を提供するので、部分的に人気を増している。航空機300は例えば本体306、翼302と304、水平及び垂直安定翼312と314と、限定ではなく可動飛行制御表面と着陸ギアドアを含んでいるその他の構造を含むことができる。
【００２８】
図４は本発明の有効な実施形態が実行されることができる図３の航空機の主要なサブアセンブリを示す図である。図４に示されているように、航空機300は航空機の胴体を形成するように組み立てられることができる種々の主要なサブアセンブリコンポーネントを含んでいる。これらのコンポーネントはスーパーパネルサブアセンブリ404を形成するために組み耐えられることのできる単一のパネル402を含んでいる。スーパーパネルサブアセンブリ404はそれから半シェル型のサブアセンブリ406を形成するために組み立てられることができ、半シェル型のサブアセンブリ406はバレル型のサブアセンブリ408を形成するために組み立てられることができる。バレル型のサブアセンブリ408は最終的に胴体アセンブリ410を形成するために組み立てられることができる。
【００２９】
サブアセンブリ404、406、408と胴体アセンブリ410は本発明の有効な実施液体にしたがって組み立てられることができる複合構造の例である。しかしながら、有効な実施形態は任意の特別なタイプの応用の任意の特別なタイプの複合構造を組み立てることに限定されないので、これらは単なる例示としてのみ意図されていることが理解されるべきである。
【００３０】
大きい共硬化された複合構造の開発と、結合技術における継続された進歩にもかかわらず、航空機で使用される複合コンポーネント、特に航空機の寿命期間中のある段階で再加工または交換される複合コンポーネントを機械的に接合する必要がある。
【００３１】
機械的ファスナは航空機応用で使用される金属構造を組み立てるため多年にわたって使用されており、金属構造を組み立てる手順は比較的簡単であり、進歩した複合材料で形成される構造を組み立てるために機械的ファスナを使用することは金属構造を組み立てるときとは非常に異なる技術方法から利点が得られる。
【００３２】
有効な実施形態は導電性の要件を満たし、材料の適合性特性を満たしながら適切な強度を与えるために航空機および他の応用の複合構造を組み立てるためにコンポーネントを機械的に接合するための方法及びファスナ装置を提供する。
【００３３】
図５の（Ａ）は本発明の有効な実施形態により複合構造を組み立てるためにコンポーネントを機械的に接合するファスナ装置の図である。ファスナ装置は参照符合500により全体を示されており、円筒形のスリーブ504により囲まれ、ここでは通常リベット502として示される１ピースのファスナ502を含むことができる。図５の（Ａ）に示されている有効な実施形態では、ファスナ装置500は、このファスナ装置500により接合されるそれぞれ隣接する複合コンポーネント514と516の整列されている穴510と512を通って延在して示されている。複合コンポーネント514と516は例えば単一のパネル402、または図４に示されている任意のサブアセンブリ404、406または408の任意のサブアセンブリまたは胴体アセンブリ410の他のコンポーネントとして構成されることができる。しかしながら、ファスナ装置500は任意の応用の任意の多数の複合コンポーネントの接合に使用されることができるので、これは単なる例示を目的とすることが理解されるべきである。また、図５の（Ａ）は全体を参照符合540により示されている複合構造を形成するために接合される２つの複合コンポーネントを含めた３つのコンポーネントを示しているが、ファスナ装置500は任意の数の複合コンポーネントを固定するために使用されることができ、或いは１以上の複合コンポーネントを複合材料で形成されていない１以上のコンポーネントに固定するために使用されることができる。さらに、図５の（Ａ）に示されている有効な実施形態では、複合コンポーネント514と516は平坦な複合パネルを構成しているが、複合コンポーネント514と516もまた外形を形成されまたは他の形態であることができるのでこれも単なる例示であることを意図している。
【００３４】
図５の（Ａ）で示されているように、複合構造540は、例えば落雷の結果として電気エネルギの放散を促すために複合コンポーネント514と516との間に導電性の金属条帯のような導電性の金属コンポーネント518を含むこともできる。金属条帯518が複合構造540中に含まれるとき、ファスナ装置500はそれぞれ複合コンポーネント514と516中の穴510と512と整列される金属条帯518の穴528を通って延在することもできる。導電性の金属コンポーネント518は例えば限定ではないが、メッシュ、ホイルまたはスクリーンの形態であることもでき、図５の（Ａ）に示されているように別の層であってもよく、或いは複合コンポーネント514と516の一方または双方に埋設される層またはプライであってもよい。
【００３５】
リベット502は複合材料で形成される固体のリベットであることができ、スリーブ504は導電性の金属材料の円筒形のスリーブであることができ、その１端部で外方向に延在する環状のカラー522を有する。以下説明するが、リベットとスリーブの両者は通常の方法、例えば限定ではないがHi-Kote 1（商標名）被覆で予め被覆されることができ、スリーブの外部表面は通常スリーブの導電性特性を妨害しないように予め被覆されない。Hi-Kote 1（商標名）被覆およびその他の類似の被覆は本出願人の米国特許第5,614,037号、第5,858,133号、第5,922,472号、第5,944,918号明細書に記載されており、これらの内容はここで参考文献とされている。
【００３６】
有効な実施形態によれば、リベット502は熱可塑性重合体樹脂で形成されることができる。熱可塑性重合体樹脂は溶解され、その後再溶融されることができる樹脂であり、しばしば化学反応により硬化されるエポキシのような熱硬化性重合体樹脂よりも耐久消費財の製造に好ましい。熱可塑性重合体は通常、熱硬化性重合体よりも短い処理時間を有し、必要ならばその後反復して再度加熱され再形成されることができる。熱硬化性重合体樹脂は他方で、混合および／または加熱により硬化されるときに固化され、一度固化されると、樹脂の材料特性を大きく変化または変更せずに再溶解または再モールドされることができない。
【００３７】
本発明の有効な実施形態によれば、リベット502はポリエーテルエーテルケトンフルオロポリマーのような熱可塑性フルオロポリマー樹脂で構成されることができる。ポリエーテルエーテルケトンフルオロポリマーは商標名ＰＥＥＫによりVictrex Plc.から市販され入手可能である。
【００３８】
ポリエーテルエーテルケトンフルオロポリマーは比較的処理が容易であり、複数の特性を組み合わせて、ファスナ装置500のリベット502の形成に使用するのに特に適したものにすることができる。ポリエーテルエーテルケトン重合体の望ましい特性には以下のものが含まれる。
・化学的抵抗性、
・耐摩耗性、
・高温抵抗、
・加水分解抵抗、
・発煙および有毒ガス発生の少ない耐燃性、
・優秀な電気的特性、
・ガンマ線に対する優秀な抵抗。
【００３９】
ポリエーテルエーテルケトン重合体は約＋５００゜Ｆまでの連続的に上昇される温度を有する動作環境で安全に使用されることができる。この材料は上昇された温度でさえも広い範囲の化学環境に対して優れた抵抗性を有する。フルオロポリマーは低い引張強度と表面の軟度を有することができる。しかしながらこれらの特性は例えば溶解物の配合により適切な充填剤および／または添加物を重合体に加えることにより調節されることができる。例えば約２０−６０容積パーセントの範囲、より好ましくは約２０−３０容積パーセントの範囲のガラス、炭素またはチタネートの短いファイバが重合体の任意の所望の熱的、化学的、電気的特性を犠牲にせずにリベット502の強度を強化するために重合体に付加されることができる。さらに、ファイバの容積は長いおよび短いファイバをランダムに含むことに加えて、強度を強化するためにリベットの外部境界または周囲に配置される長いファイバの織られた円筒形のスリーブまたはストッキングを含むこともできる。通常、補強ファイバは寸法の安定性、張力、切断抵抗等を改良しながら不整合性を減少することを助ける。「不整合性」はこの用語がこの明細書を通して適切な文脈で使用されるとき、試験されている複合構造の１以上の測定された（および潜在的に熱負荷、構造的負荷、落雷または、電気的アークを含むがそれらに限定されない要素に対する露出により影響された）特性間の差を意味しており、類似の複合構造の同じ特性についての予測値はこれらの要素に対する露出により影響されない。
【００４０】
有効な実施形態はポリエーテルエーテルケトン重合体で形成されるリベットを含んでいるが、他のフルオロポリマーおよび他の重合体もリベット502で使用されることができることを理解すべきである。例えばリベット502はポリイミド（商品名「Kapton」）、ポリエーテルイミド（商品名「Ultem」）、またはポリアリールイミド（商品名「Torlon」）の芳香性フルオロポリマー樹脂で形成されることができる。
【００４１】
スリーブ504はチタニウム、ステンレス鋼、モネル（商標名）材料、または接合される複合コンポーネントと接触するときに腐食を防止する別の適切な金属のような導電性金属で形成されることができる。モネル（商標名）は黒鉛／エポキシ複合コンポーネントと共に使用される適切な金属であるが、多数の金属がKevlar／エポキシ複合材料と共に安全に使用されることができる。チタニウムスリーブは腐食保護を必要とせずに黒鉛／エポキシで形成される複合コンポーネントと共に使用されることができるが、予め被覆することが通常推奨され、好ましい。
【００４２】
リベット502とスリーブ504の構造及び寸法は特定の応用の要求にしたがって変化することができる。しかしながら、通常はリベット502はより大きな表面領域にわたって負荷を均等に分配するために比較的大きいヘッド構造を有することができる。これに関して、複合材料は金属材料よりも低い厚さ圧縮強度を有し、リベットに比較的大きいヘッドを与え、より大きな支持面積またはフットプリントを与えて、接合される複合コンポーネント上の過剰な負荷を緩和することができる。これは複合コンポーネントの設置及び組立て期間中の複合材料の破砕を減少することができる。典型的なリベットヘッドは１００度と１３０度の皿穴構造を提供する。リベット502は図５の（Ｃ）に示されているように、負荷を最良に分配するため１３０度のヘッド構造を有することができる。
【００４３】
リベット502のシャンク542は接合される積層されたコンポーネントの厚さを超えて突出または延在することができ、囲んでいる複合マトリックスの破砕を防止するために設置期間中のアプセットまたは形成を促すことができる。リベット502のシャンク542の突出部の長さはリベットの直径の約１．１−１．５倍に等しくてもよい。任意の特定の寸法を有するリベットに有効な実施形態に限定されることを意図しないことを理解すべきであるが、リベット502の直径は約３／１６インチから約５／１６インチの範囲であってもよい。
【００４４】
スリーブ504は複合コンポーネント514と516の整列された穴510と512および接合される金属条帯コンポーネント518の整列された穴528の直径に実質的に等しい外部直径を有することができ、それによってスリーブは以下説明するようにコンポーネント間の電流の流通路を与えるため全てのコンポーネント514、516、518と直接接触する。スリーブ504の長さはそれぞれコンポーネント514、516、518の整列された穴510、512、528の組合された長さと同じであるか小さいが、スリーブ504は全てのコンポーネント514、516、518との直接接触を確実にするのに十分な長さであるべきである。スリーブ504のフレア端部または環状カラー522は実質的にリベット502のヘッド520の直径に等しい直径を有することができ、それによってリベットのヘッドは複合コンポーネント516と接触しない。カラー522はまたスリーブ504が穴に挿入されることができる量を限定するために、整列された穴にスリーブ504を設置する期間中、コンポーネント516の上部表面と接触するカラー522によって、整列された穴510、512、528中にスリーブ504を適切に位置させる役目を行う。
【００４５】
スリーブ504はファスナ装置500の総重量を最小にするために比較的薄くてもよい。有効な実施形態によれば、スリーブ504は約０．００８インチから約０．０１６インチの厚さを有することができる。しかしながらスリーブの厚さは有効な実施形態を逸脱せずに変化されることができるので、これは単なる例示を意図していることを理解すべきである。
【００４６】
締りばめを防止するためにスリーブ504とリベット502との間に初期的なクリアランスが存在してもよい。典型的にクリアランスは約＋０．００２インチから約＋０．００４インチであることができる。リベット502の設置中、シャンク542はネットまたは締りばめ設置を行うために膨張する。
【００４７】
リベット502はリベットを軟化するためにこれに局部的な熱を適用し、その後リベットを変形するようにこれを圧搾することにより設置されることができる。油圧駆動された固定化は勧められない。図５の（Ｂ）は本発明の有効な実施形態による設置期間中における図５の（Ａ）のファスナ装置の図である。図５の（Ｂ）に示されているように、リベット502はそれぞれ矢印530と532により表されているようにリベットのヘッドおよびテール端部に対して反対方向の力を与えることにより圧縮されることができる。ここで示されている有効な実施形態では、ファスナ装置500が結合コンポーネント514、516、518と同じ位置にあるとき、熱及び変形力がファスナ設置ツールにより複合リベットに与えられることができる。与えられる熱は約６００−９００度Ｆの温度でよく、リベットのタイプと寸法にしたがって約１−５分間与えられることができる。ファスナ設置ツールにより与えられる熱及び変形力は突出するリベットシャンクを変形及び膨張させ、リベットのアプセットを生成する。その後リベット502は冷却を可能にされる。この冷却はリベットのアプセットが組み立てられた複合コンポーネントを維持する方法で複合リベット502の再固結または再固化を生じる。このようにして複合コンポーネント514と516と導電性の金属コンポーネント518は機械的に固定され、あるいは共に接合される。
【００４８】
ファスナ設置ツール（図示せず）は種々の形態を取ることができる。例えばファスナ設置ツールはファスナ装置500が位置に置かれ、手によって整列されたコンポーネント514、516、518を通して配置されるハンドツールであってもよい。この例では、ファスナ設置ツールはリベットシャンク542の突出部分内の複合材料の再成形または再形成を行うための熱及び力を与える。他の例では、ファスナ設置ツールはファスナ設置ツールが整列されたコンポーネント514、516、518を相互に接合するためのファスナの供給を含むかまたは回収する自動化またはロボット型システムであってもよい。
【００４９】
図５の（Ｂ）では、リベット502のヘッド520はヘッド520がもはや穴から突出しないように複合コンポーネント516の穴512へ位置されている。設置プロセス中、円筒形スリーブ504とその環状カラー522は穴に一致するように変形されている。
【００５０】
図５の（Ｃ）は本発明の有効な実施形態による設置後の図５の（Ａ）および（Ｂ）のファスナ装置を示している。図５の（Ｃ）に示されているように、リベットのシャンク突出部分は複合コンポーネント514と516および導電性の金属コンポーネント518を固定して接合するために544で示されているように外方向にも変形されている。これに関して、図３のリベットアプセット544の構造または形状はリベットアプセット544も他の構造または形状であってもよいので例示を意図しているだけであることを理解すべきである。
【００５１】
複合コンポーネント514と516の穴510と512はコンポーネントの製造中に形成されることができ、またはこれらは整列後、組立て前に穿孔されることができる。炭素ファイバ複合コンポーネントのような複合コンポーネントが穿孔されるとき、コンポーネント内のファイバが露出される可能性がある。これらのファイバは水を吸収でき、それは望ましくない。シーラントが湿気の吸収を防止するために使用されることができるが、この解決方法はプロセスを複雑にし、価格を大幅に付加する可能性がある。さらにこれは典型的な腐食防止ポリサルファイドシーラントが本質的に誘電性であり導電性の作用を妨げるので、複合コンポーネントとファスナとの間の電気的な連続性を維持するための作用を無効にする。複合リベットの周囲の導電性スリーブを有する有効な実施形態によるファスナ装置は、シーラントを必要とせずに水の吸収を減少し、（燃料を保管する複合構造では）燃料の密封を維持するために十分な締りばめを提供することができる。
【００５２】
有効な実施形態によるファスナ装置は類似の金属ファスナと比較するとき重量の大きな節減を行うことができる。典型的な航空機は例えば２００，０００個ものリベットを必要とし、有効な実施形態によるファスナ装置が１ピースの金属のリベット型のファスナを使用するのとは対照的にコンポーネントを接合するために使用されるとき約６００ポンドの重量が節約される。結果的に減少された重量は航空機の運転のための燃料費用の大きな節約を得ることができる。
【００５３】
有効な実施形態によるファスナ装置はまた、接合された複合コンポーネント間で流れる電流の効率的なパスを与えることができる。これはファスナ装置の設置に続いて、スリーブ504が接合された複合コンポーネント内の導電性のファイバおよび複合コンポーネントに組み込まれているかその間に挟まれている導電性の金属コンポーネントと直接接触できるためである。結果として、スリーブ504は１つの接合コンポーネントから他のコンポーネントへ電流が流れることを可能にするためのより導電性のパスを提供する。これは航空機が落雷に遭った結果として発生された電気エネルギを放散するためのパスを与え、あるいは構造に不所望な影響を有する可能性があるアークまたはスパークを発生する可能性がある電位の蓄積、或いは少なくとも航空機の電気系に不所望な「雑音」を防止するために航空機応用で特に重要であろう。前述したように、スリーブ504の外部表面は通常は予め被覆されず、それはこのように予め被覆することによって複合コンポーネント間で電流を伝導するスリーブの能力に干渉する可能性があるためである。
【００５４】
通常、有効な実施形態によるファスナ装置は金属ファスナと比較するとき改良された設置品質を与えることができる。これは部分的に、ファスナ装置が延在する穴の不整合性が円筒形スリーブによりさらに容易に適合されることができるためである。設置期間中または実際の動作期間中のファスナの膨張または圧縮から生じる不所望な機械的影響を含めるが、それに限定されないファスナの設置及びコンポーネントの組立て期間中に接合される複合コンポーネントに対する潜在的な不所望な機械的影響も減少されることができる。スリーブまたはリベットの再加工／交換は必要ならば、改良されることもでき、それによって周囲の複合構造に対する潜在的な不整合を緩和する。
【００５５】
図６は本発明の有効な実施形態による複合構造を組み立てるためにコンポーネントを機械的に接合する方法を示すフローチャートである。この方法は全体を参照符合600により示され、複合構造を提供するために接合される第１及び第２のコンポーネントおよび導電性の金属コンポーネントを提供することにより開始する（ステップ602）。第１及び第２のコンポーネントの少なくとも一方、好ましくは両者は複合コンポーネントであってもよい。穴は第１と第２のコンポーネントと導電性の金属コンポーネントにそれぞれ設けられることができる（ステップ604）。穴は例えば穴の穿孔により設けられることができる。代わりに穴はコンポーネントが製造されるとき組立て時前にコンポーネントに設けられるか、別の方法で設けられることができる。
【００５６】
第１及び第２のコンポーネントおよび導電性の金属コンポーネントは第１及び第２のコンポーネントの間に導電性の金属コンポーネントを挟んで、または埋設された層またはそのプライとして第１及び第２のコンポーネントの一方または両者に組み込んで相互に整列されることができる（ステップ606）。コンポーネントは最初にコンポーネントに穴を形成し、その後その穴を整列することにより整列されることができ、またはコンポーネントは最初に整列されることができ、穴はその後整列されたコンポーネントを通して同時に穿孔される。いずれの場合にも、穴は取外される複合コンポーネントの任意の粗いファイバにより裂けたり磨損したりすることを最小にするように穿孔されなければならない。
【００５７】
金属スリーブにより囲まれる複合リベットを有するファスナ装置は、スリーブが第１及び第２のコンポーネントおよび導電性の金属コンポーネントと直接接触するように、その後整列された穴に置かれる（ステップ608）。スリーブはスリーブの配置を助けるためにその端部から延在する環状のカラーを含むことができる。
【００５８】
金属のスリーブと複合リベットはそれらが整列された穴に位置される前に予め組み立てられることができ、またはこれらは一度に１つ整列された穴に配置されることができ、この場合には、スリーブは最初に整列される穴に配置され、その後複合リベットはスリーブに配置される。
【００５９】
ファスナ装置が整列された穴に位置付けられるとき、リベットのヘッドはスリーブのカラー部に当接するように設置し、リベットの円筒形のシャンクが組み立てられる構造を越えて整列された穴の反対側から突出する。金属スリーブの内部直径と複合リベットの表面の両者は所望ならば予め被覆されることができる。
【００６０】
設置ツーリングがその後使用され（ステップ610）、熱と変形力の両者はその後、組み立てられた複合構造を形成するために第１及び第２のコンポーネントおよび導電性の金属コンポーネントを接合するようにリベットを軟化および変形するために複合リベットに与えられることができる（ステップ612）。特に、変形力は固定して接合され組み立てられた複合構造を形成するためにリベットの突出しているシャンクを変形する圧縮力であってもよい。与えられる熱は約６００−９００度Ｆの温度でよく、リベットのタイプと寸法と樹脂材料にしたがって約１−５分間与えられることができる。
【００６１】
コンポーネントの接合に続いて、リベットは室温まで冷却することを可能にされ（ステップ614）、設置ツーリングが除去される（ステップ616）。
【００６２】
異なる有効な実施形態の説明を例示及び説明の目的で行い、説明した形態の実施形態が完全に不可欠であるかそれに限定されることを意図しない。多くの変形及び変化が当業者に明白であろう。さらに、他の有効な実施形態と比較して、異なる有効な実施形態が異なる利点を与えることができる。選択された１または複数の実施形態が本発明の原理、実践的な応用を最良に説明し、当業者が考えられる特定の使用に適するように種々の変形を有する種々の実施形態の説明を理解することを可能にするために選ばれ説明された。
【図面の簡単な説明】
【００６３】
【図１】航空機の製造及び運用方法のフロー図。
【図２】航空機のブロック図。
【図３】本発明の有効な実施形態が実施されることができる航空機を示す図。
【図４】本発明の有効な実施形態が実施されることができる図３の航空機の主要なサブアセンブリを示す図。
【図５】本発明の有効な実施形態による複合構造を組み立てるためにコンポーネントを機械的に接合するファスナ装置を示す図と、その図のファスナ装置を本発明の有効な実施形態による設置期間において示す図と、これらの図のファスナ装置を本発明の有効な実施形態による設置後において示す図。
【図６】本発明の有効な実施形態による複合構造を組み立てるためコンポーネントを機械的に接合する方法を示すフローチャート。
【技術分野】
【０００１】
本発明は、非金属材料のコンポーネントを含むコンポーネントを接合することにより構造を組み立てる方法及び装置に関し、特に本発明は航空機及び他の応用の複合構造を組み立てるため機械的にコンポーネントを接合する方法及びファスナ装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
複合材料からなる構造の使用は、その利点が異例の耐久性と維持能力および重量の大きな節約を含んでいる航空機のような応用で特に近年人気を増している。
【０００３】
複合構造は民間及び軍事用航空機の両者で使用されているが、つい最近まで、それらの使用は通常二次航空機のコンポーネントと部品に限定されている。より大きい航空機部品と一次構造の機体コンポーネントの複合材料を使用することはあまり行われていない。
【０００４】
航空機と他の応用で使用される複合構造はしばしば複数の個々の複合コンポーネントから組み立てられる。組み立てられる複合構造の使用に伴う１つの特に問題の領域は構造を組み立てるために複合構造を機械的に接合する必要性である。大きい共硬化された複合構造の開発と、接合技術における継続された進歩にもかかわらず、航空機で使用される複合コンポーネント、特に航空機の寿命期間中のある段階で再加工または交換のために取外される必要がある複合コンポーネントを機械的に接合する必要性が残されている。
【０００５】
機械的ファスナは航空機応用で使用される金属構造を組み立てるため多年にわたって使用されており、金属構造を組み立てる手順は比較的簡単である。しかしながら、進歩した複合材料で形成される構造を組み立てるために機械的ファスナを使用することは金属構造を組み立てるときとは非常に異なる技術方法を必要とする。複合材料の十分な利点は、複合材料から形成されるコンポーネントを機械的に接合するためのいくつかの信頼性のある機構が存在しなければ実現されることができない。
【０００６】
全体的に金属コンポーネントから構成されるファスナを使用して炭素、エポキシ、黒鉛、炭素／アラミド、アラミド、ガラス補強複合材料のような複合材料で形成されるコンポーネントを機械的に接合することにより複合構造を組み立てることは航空機産業でよく知られている。航空機で複合構造を組み立てるためにしばしば使用される金属ファスナはモネル（商標名）金属、チタニウム、ステンレス鋼、アルミニウム合金材料から作られる固体のリベット、ねじを有するピン、２ピースボルト、ブラインドファスナを含んでいる。しかしながら金属ファスナは幾つかの理由で複合材料から形成されるコンポーネントを接合するには十分適切ではない。
【０００７】
最初に、固体金属リベットは最も簡単なタイプのファスナであるが、固体モネル（商標名）リベットのような通常の固体金属リベットが複合材料から形成されるコンポーネントを接合するために使用されるとき、リベットは設置中に半径方向に膨張して複合コンポーネント上で縁に沿って圧力を発生する傾向があるので、リベットは所望のレベルに満たない可能性がある。アルミニウム合金及びステンレス鋼ファスナのような金属ファスナもまた、航空機応用で使用されるときに遭遇するような温度の極値に露出されるとき膨張及び収縮し、これも所望レベルに満たない。特にコンポーネントが炭素ファイバ複合材料から形成されるとき、航空機応用で通常使用されるように、金属ファスナの収縮と膨張はファスナに関連される締付け力とプレロードに変化を起こす可能性がある。
【０００８】
複合コンポーネントの接合に使用される金属ファスナはまた、複合弛緩と、コッキングまたはプライング力と熱変化等により生じる進行性の穴の磨耗の組合された影響を受ける可能性がある。
【０００９】
複合コンポーネントを接合するための金属ファスナの使用に関する特に重要な問題は電食である。電食は金属材料、特にアルミニウム合金材料が特に炭素ファイバ複合材料のような複合材料と接触するときに生じる可能性がある。電食はアルミニウムと、接合される複合コンポーネントの炭素ファイバの化学反応によるものである。電食に対する保護を助けるために通常の金属ファスナには犠牲用または保護用被覆を適用することが知られているが、その被覆はファスナの価格を増加する。チタニウム、ステンレス鋼またはMonel（商標名）材料から形成されるファスナは電食の問題により良好に耐えることができ、炭素ファイバ複合コンポーネントを接合するためにアルミニウム合金ファスナの代わりに使用されることができる。しかしながら、このようなファスナはアルミニウム合金ファスナよりも高価である。
【００１０】
炭素ファイバ複合材料の炭素ファイバとの接触を防止するために、ファスナの製造業者はガラスファイバまたは接着スクリム絶縁体とスチール及びアルミニウム合金ファスナを含めた種々の材料との組合せを使用して試している。これらの材料の組合せも十分に適切ではない。
【００１１】
製造業者は金属ではない複合材料から形成される機械的なファスナについても実験している。例えばガラスまたは炭素エポキシファスナが知られている。しかしながら複合材料から形成されるファスナは、これらは適切な強度及び材料の適合性特性を提供または実現できず、または導電性の要件を満たさないので、航空機応用のような応用では十分に適切ではない。
【００１２】
特に、航空機の構造は電気エネルギ、例えば航空機が落雷に遭った結果として発生する電気エネルギを放散する機構を提供しなければならない。航空機で使用される複合構造はしたがって、電流を翼のチップのような航空機の外部境界方向へ導くことによって放電の要求を促し満たすために、典型的に組み立てられた複合コンポーネント間に挟まれるか複合コンポーネントの層として設けられることができる導電金属コンポーネントを含んでいる。
【００１３】
しかしながら、複合ファスナが複合コンポーネントを接合するために使用されるならば、電流は接合されるコンポーネント間で自由に流れることを制限される可能性があり、結果として、例えば航空機が落雷に遭遇したならば電流を放散する適切なパスを設けることができない。また電流を放散するための適切なパスなしでは、電位が蓄積される可能性がり、電位が十分に大きくなるとき、スパークまたは電気アークが生じる可能性があり、それは航空機の構造に望ましいものではなく、航空機の無線通信または他の電気システムで「雑音」を発生しかねない。
【００１４】
したがって、適切な強度及び材料の適合性特性を提供しながら導電性の要求を満足させる航空機の複合構造のような複合構造を組み立てるためにコンポーネントを機械的に接合する機構が必要とされる。
【発明の開示】
【発明の要約】
【００１５】
本発明の１実施形態は複合構造を組み立てるためにコンポーネントを機械的に接合する方法を提供する。第１のコンポーネントおよび第２のコンポーネントが準備される。第１と第２のコンポーネントの少なくとも一方は複合コンポーネントを含む。穴が各第１及び第２のコンポーネントに形成されることができる。金属スリーブは第１及び第２のコンポーネントと接触するように金属スリーブは第１及び第２のコンポーネントの穴に配置されることができ、複合リベットが金属スリーブに配置されることができる。熱および変形力が組み立てられた複合構造を形成するように第１及び第２のコンポーネントを接合するために複合リベットに与えられることができる。
【００１６】
本発明のさらに別の実施形態は複合構造を組み立てるためにコンポーネントを機械的接合するファスナ装置を提供する。ファスナ装置は複合リベット及び複合リベットを包囲する金属スリーブを含むことができる。
【００１７】
本発明のさらに別の実施形態は航空機の複合構造を組み立てるためにコンポーネントを機械的に接合する方法を提供する。第１のコンポーネント及び第２のコンポーネントが準備される。第１と第２のコンポーネントの少なくとも一方は複合コンポーネントを含むことができる。導電性の金属コンポーネントが設けられることができる。金属スリーブが第１及び第２のコンポーネントおよび導電性の金属コンポーネントと接触するように金属スリーブは第１及び第２のコンポーネントと導電性の金属コンポーネントの穴に配置されることができ、複合リベットが金属スリーブを通って延在するように複合リベットが金属スリーブに配置されることができる。熱および変形力が第１及び第２のコンポーネントと導電性の金属コンポーネントを接合するため複合リベットに与えられることができ、それによって接合された第１及び第２のコンポーネントと導電性の金属コンポーネントは組み立てられた複合構造を形成する。
【００１８】
本発明の実施形態の幾つかを列記する。
１０．金属スリーブは、チタニウム、ステンレス鋼、モネル（商標名）金属スリーブのうちの１つを具備している。
１１．第１及び第２のコンポーネントは、炭素ファイバ複合コンポーネントを具備している。
１２．複合構造は航空機の複合構造を具備している。
１９．航空機の複合構造を組み立てるため複合コンポーネントを機械的に接合する方法は、
少なくとも一方は複合コンポーネントである第１のコンポーネントおよび第２のコンポーネントを提供し、
導電性の金属コンポーネントを提供し、
金属スリーブが第１及び第２のコンポーネントと導電性の金属コンポーネントと接触するように金属スリーブを第１及び第２のコンポーネントの穴に配置し、
複合リベットが金属スリーブを通して延在するように金属スリーブに複合リベットを配置し、
第１及び第２のコンポーネントを接合するため熱及び変形力を複合リベットに与え、それによって接合された第１及び第２のコンポーネントと導電性の金属コンポーネントが組み立てられた複合構造を形成するステップを含んでいる。
２０．複合リベットはフルオロポリマー複合リベットで構成され、金属スリーブはチタニウム、ステンレス鋼、モネル（商標名）金属スリーブのうちの１つを具備している。
【００１９】
本発明の特徴、機能、利点は種々の実施形態で独立して実現されることができ、またはさらに他の実施形態で組み合わせられることができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２０】
本発明の実施形態の優れた特性であると考えられている特徴は、特許請求の範囲に記載されている。しかしながら実施形態自体と好ましい使用モード、さらにその目的と利点は添付図面を参照にして有効な実施形態の以下の詳細な説明によって最良に理解されるであろう。
【００２１】
特に図面を参照すると、本発明の実施形態は図１に示されている航空機の製造及び運用方法100と、図２に示されている航空機200の文脈で説明される。製造前の期間、例示的な方法100は図２の航空機200の仕様及び設計102と材料の調達104を含むことができる。製造中、航空機102のコンポーネントとサブアセンブリの製造106及びシステムの統合108が行われる。それ故、図２の航空機200は運用112のために検定および運送110をされる。カスタマにより使用されながら、図２の航空機200は日常のメンテナンス及び運用114のスケジュールを定められる（変更、再構成、一新等を含むことができる）。
【００２２】
方法100の各プロセスはシステムインテグレータ、第３のパーティ、および／またはオペレータ（例えばカスタマ）により行われ実行されることができる。この説明の目的に対しては、システムインテグレータは限定せずに任意の複数の航空機製造業と主要システムの下請け会社を含むことができ、第３のパーティは限定せずに任意の複数の販売業者、下請け会社、供給業者を含むことができ、オペレータは航空機、リース会社、軍事エンティティ、運用組織等であってもよい。
【００２３】
図２に示されているように、例示的な方法100により生成される航空機200は複数のシステム204と内部206と共に機体202を含むことができる。高レベルのシステム204の例には推進系208、電気系210、水圧系212、環境系214のうちの１以上を含む。任意の多数の他のシステムが含まれることができる。航空宇宙例が示されているが、本発明の原理は自動車産業のような他の産業に適用されることができる。
【００２４】
ここで実施されている装置及び方法は製造及び運用方法100の任意の１以上の段階の期間中に使用されることができる。例えば、製造プロセス106に対応するコンポーネントまたはサブアセンブリは航空機200が運用中に製造されるコンポーネントまたはサブアセンブリと類似した方法で製造または生産されることができる。また１以上の装置の実施形態、方法の実施形態またはその組合せは例えば実質的に航空機200の組み立てを実質的に促進するか、その価格を減少することにより製造段106および108期間中に使用されることができる。同様に、１以上の装置の実施形態、方法の実施形態またはその組合せは例えば限定としてではなくメンテナンス及び運用サービス114のような航空機200が運用中の間に使用されることができる。
【００２５】
図３を参照すると、本発明の有効な実施形態が行われることができる航空機の図が示されている。特に、図２で航空機200として構成されることができる航空機300は本発明の有効な実施形態にしたがって複合コンポーネントを機械的に接合するための方法及び装置によって組み立てられた複合構造を使用することができる応用の１例である。
【００２６】
この例示的な例では、航空機300は胴体または本体306に取り付けられている翼302と304を有する。航空機300は翼に取り付けられたエンジン308と310を含んでいる。さらに航空機300はそれぞれ水平および垂直の安定翼312と314も含んでいる。
【００２７】
航空機上の複合材料で形成されている構造の使用は、このような構造が異例の耐久性と維持能力および重量の大きな節減という利点を提供するので、部分的に人気を増している。航空機300は例えば本体306、翼302と304、水平及び垂直安定翼312と314と、限定ではなく可動飛行制御表面と着陸ギアドアを含んでいるその他の構造を含むことができる。
【００２８】
図４は本発明の有効な実施形態が実行されることができる図３の航空機の主要なサブアセンブリを示す図である。図４に示されているように、航空機300は航空機の胴体を形成するように組み立てられることができる種々の主要なサブアセンブリコンポーネントを含んでいる。これらのコンポーネントはスーパーパネルサブアセンブリ404を形成するために組み耐えられることのできる単一のパネル402を含んでいる。スーパーパネルサブアセンブリ404はそれから半シェル型のサブアセンブリ406を形成するために組み立てられることができ、半シェル型のサブアセンブリ406はバレル型のサブアセンブリ408を形成するために組み立てられることができる。バレル型のサブアセンブリ408は最終的に胴体アセンブリ410を形成するために組み立てられることができる。
【００２９】
サブアセンブリ404、406、408と胴体アセンブリ410は本発明の有効な実施液体にしたがって組み立てられることができる複合構造の例である。しかしながら、有効な実施形態は任意の特別なタイプの応用の任意の特別なタイプの複合構造を組み立てることに限定されないので、これらは単なる例示としてのみ意図されていることが理解されるべきである。
【００３０】
大きい共硬化された複合構造の開発と、結合技術における継続された進歩にもかかわらず、航空機で使用される複合コンポーネント、特に航空機の寿命期間中のある段階で再加工または交換される複合コンポーネントを機械的に接合する必要がある。
【００３１】
機械的ファスナは航空機応用で使用される金属構造を組み立てるため多年にわたって使用されており、金属構造を組み立てる手順は比較的簡単であり、進歩した複合材料で形成される構造を組み立てるために機械的ファスナを使用することは金属構造を組み立てるときとは非常に異なる技術方法から利点が得られる。
【００３２】
有効な実施形態は導電性の要件を満たし、材料の適合性特性を満たしながら適切な強度を与えるために航空機および他の応用の複合構造を組み立てるためにコンポーネントを機械的に接合するための方法及びファスナ装置を提供する。
【００３３】
図５の（Ａ）は本発明の有効な実施形態により複合構造を組み立てるためにコンポーネントを機械的に接合するファスナ装置の図である。ファスナ装置は参照符合500により全体を示されており、円筒形のスリーブ504により囲まれ、ここでは通常リベット502として示される１ピースのファスナ502を含むことができる。図５の（Ａ）に示されている有効な実施形態では、ファスナ装置500は、このファスナ装置500により接合されるそれぞれ隣接する複合コンポーネント514と516の整列されている穴510と512を通って延在して示されている。複合コンポーネント514と516は例えば単一のパネル402、または図４に示されている任意のサブアセンブリ404、406または408の任意のサブアセンブリまたは胴体アセンブリ410の他のコンポーネントとして構成されることができる。しかしながら、ファスナ装置500は任意の応用の任意の多数の複合コンポーネントの接合に使用されることができるので、これは単なる例示を目的とすることが理解されるべきである。また、図５の（Ａ）は全体を参照符合540により示されている複合構造を形成するために接合される２つの複合コンポーネントを含めた３つのコンポーネントを示しているが、ファスナ装置500は任意の数の複合コンポーネントを固定するために使用されることができ、或いは１以上の複合コンポーネントを複合材料で形成されていない１以上のコンポーネントに固定するために使用されることができる。さらに、図５の（Ａ）に示されている有効な実施形態では、複合コンポーネント514と516は平坦な複合パネルを構成しているが、複合コンポーネント514と516もまた外形を形成されまたは他の形態であることができるのでこれも単なる例示であることを意図している。
【００３４】
図５の（Ａ）で示されているように、複合構造540は、例えば落雷の結果として電気エネルギの放散を促すために複合コンポーネント514と516との間に導電性の金属条帯のような導電性の金属コンポーネント518を含むこともできる。金属条帯518が複合構造540中に含まれるとき、ファスナ装置500はそれぞれ複合コンポーネント514と516中の穴510と512と整列される金属条帯518の穴528を通って延在することもできる。導電性の金属コンポーネント518は例えば限定ではないが、メッシュ、ホイルまたはスクリーンの形態であることもでき、図５の（Ａ）に示されているように別の層であってもよく、或いは複合コンポーネント514と516の一方または双方に埋設される層またはプライであってもよい。
【００３５】
リベット502は複合材料で形成される固体のリベットであることができ、スリーブ504は導電性の金属材料の円筒形のスリーブであることができ、その１端部で外方向に延在する環状のカラー522を有する。以下説明するが、リベットとスリーブの両者は通常の方法、例えば限定ではないがHi-Kote 1（商標名）被覆で予め被覆されることができ、スリーブの外部表面は通常スリーブの導電性特性を妨害しないように予め被覆されない。Hi-Kote 1（商標名）被覆およびその他の類似の被覆は本出願人の米国特許第5,614,037号、第5,858,133号、第5,922,472号、第5,944,918号明細書に記載されており、これらの内容はここで参考文献とされている。
【００３６】
有効な実施形態によれば、リベット502は熱可塑性重合体樹脂で形成されることができる。熱可塑性重合体樹脂は溶解され、その後再溶融されることができる樹脂であり、しばしば化学反応により硬化されるエポキシのような熱硬化性重合体樹脂よりも耐久消費財の製造に好ましい。熱可塑性重合体は通常、熱硬化性重合体よりも短い処理時間を有し、必要ならばその後反復して再度加熱され再形成されることができる。熱硬化性重合体樹脂は他方で、混合および／または加熱により硬化されるときに固化され、一度固化されると、樹脂の材料特性を大きく変化または変更せずに再溶解または再モールドされることができない。
【００３７】
本発明の有効な実施形態によれば、リベット502はポリエーテルエーテルケトンフルオロポリマーのような熱可塑性フルオロポリマー樹脂で構成されることができる。ポリエーテルエーテルケトンフルオロポリマーは商標名ＰＥＥＫによりVictrex Plc.から市販され入手可能である。
【００３８】
ポリエーテルエーテルケトンフルオロポリマーは比較的処理が容易であり、複数の特性を組み合わせて、ファスナ装置500のリベット502の形成に使用するのに特に適したものにすることができる。ポリエーテルエーテルケトン重合体の望ましい特性には以下のものが含まれる。
・化学的抵抗性、
・耐摩耗性、
・高温抵抗、
・加水分解抵抗、
・発煙および有毒ガス発生の少ない耐燃性、
・優秀な電気的特性、
・ガンマ線に対する優秀な抵抗。
【００３９】
ポリエーテルエーテルケトン重合体は約＋５００゜Ｆまでの連続的に上昇される温度を有する動作環境で安全に使用されることができる。この材料は上昇された温度でさえも広い範囲の化学環境に対して優れた抵抗性を有する。フルオロポリマーは低い引張強度と表面の軟度を有することができる。しかしながらこれらの特性は例えば溶解物の配合により適切な充填剤および／または添加物を重合体に加えることにより調節されることができる。例えば約２０−６０容積パーセントの範囲、より好ましくは約２０−３０容積パーセントの範囲のガラス、炭素またはチタネートの短いファイバが重合体の任意の所望の熱的、化学的、電気的特性を犠牲にせずにリベット502の強度を強化するために重合体に付加されることができる。さらに、ファイバの容積は長いおよび短いファイバをランダムに含むことに加えて、強度を強化するためにリベットの外部境界または周囲に配置される長いファイバの織られた円筒形のスリーブまたはストッキングを含むこともできる。通常、補強ファイバは寸法の安定性、張力、切断抵抗等を改良しながら不整合性を減少することを助ける。「不整合性」はこの用語がこの明細書を通して適切な文脈で使用されるとき、試験されている複合構造の１以上の測定された（および潜在的に熱負荷、構造的負荷、落雷または、電気的アークを含むがそれらに限定されない要素に対する露出により影響された）特性間の差を意味しており、類似の複合構造の同じ特性についての予測値はこれらの要素に対する露出により影響されない。
【００４０】
有効な実施形態はポリエーテルエーテルケトン重合体で形成されるリベットを含んでいるが、他のフルオロポリマーおよび他の重合体もリベット502で使用されることができることを理解すべきである。例えばリベット502はポリイミド（商品名「Kapton」）、ポリエーテルイミド（商品名「Ultem」）、またはポリアリールイミド（商品名「Torlon」）の芳香性フルオロポリマー樹脂で形成されることができる。
【００４１】
スリーブ504はチタニウム、ステンレス鋼、モネル（商標名）材料、または接合される複合コンポーネントと接触するときに腐食を防止する別の適切な金属のような導電性金属で形成されることができる。モネル（商標名）は黒鉛／エポキシ複合コンポーネントと共に使用される適切な金属であるが、多数の金属がKevlar／エポキシ複合材料と共に安全に使用されることができる。チタニウムスリーブは腐食保護を必要とせずに黒鉛／エポキシで形成される複合コンポーネントと共に使用されることができるが、予め被覆することが通常推奨され、好ましい。
【００４２】
リベット502とスリーブ504の構造及び寸法は特定の応用の要求にしたがって変化することができる。しかしながら、通常はリベット502はより大きな表面領域にわたって負荷を均等に分配するために比較的大きいヘッド構造を有することができる。これに関して、複合材料は金属材料よりも低い厚さ圧縮強度を有し、リベットに比較的大きいヘッドを与え、より大きな支持面積またはフットプリントを与えて、接合される複合コンポーネント上の過剰な負荷を緩和することができる。これは複合コンポーネントの設置及び組立て期間中の複合材料の破砕を減少することができる。典型的なリベットヘッドは１００度と１３０度の皿穴構造を提供する。リベット502は図５の（Ｃ）に示されているように、負荷を最良に分配するため１３０度のヘッド構造を有することができる。
【００４３】
リベット502のシャンク542は接合される積層されたコンポーネントの厚さを超えて突出または延在することができ、囲んでいる複合マトリックスの破砕を防止するために設置期間中のアプセットまたは形成を促すことができる。リベット502のシャンク542の突出部の長さはリベットの直径の約１．１−１．５倍に等しくてもよい。任意の特定の寸法を有するリベットに有効な実施形態に限定されることを意図しないことを理解すべきであるが、リベット502の直径は約３／１６インチから約５／１６インチの範囲であってもよい。
【００４４】
スリーブ504は複合コンポーネント514と516の整列された穴510と512および接合される金属条帯コンポーネント518の整列された穴528の直径に実質的に等しい外部直径を有することができ、それによってスリーブは以下説明するようにコンポーネント間の電流の流通路を与えるため全てのコンポーネント514、516、518と直接接触する。スリーブ504の長さはそれぞれコンポーネント514、516、518の整列された穴510、512、528の組合された長さと同じであるか小さいが、スリーブ504は全てのコンポーネント514、516、518との直接接触を確実にするのに十分な長さであるべきである。スリーブ504のフレア端部または環状カラー522は実質的にリベット502のヘッド520の直径に等しい直径を有することができ、それによってリベットのヘッドは複合コンポーネント516と接触しない。カラー522はまたスリーブ504が穴に挿入されることができる量を限定するために、整列された穴にスリーブ504を設置する期間中、コンポーネント516の上部表面と接触するカラー522によって、整列された穴510、512、528中にスリーブ504を適切に位置させる役目を行う。
【００４５】
スリーブ504はファスナ装置500の総重量を最小にするために比較的薄くてもよい。有効な実施形態によれば、スリーブ504は約０．００８インチから約０．０１６インチの厚さを有することができる。しかしながらスリーブの厚さは有効な実施形態を逸脱せずに変化されることができるので、これは単なる例示を意図していることを理解すべきである。
【００４６】
締りばめを防止するためにスリーブ504とリベット502との間に初期的なクリアランスが存在してもよい。典型的にクリアランスは約＋０．００２インチから約＋０．００４インチであることができる。リベット502の設置中、シャンク542はネットまたは締りばめ設置を行うために膨張する。
【００４７】
リベット502はリベットを軟化するためにこれに局部的な熱を適用し、その後リベットを変形するようにこれを圧搾することにより設置されることができる。油圧駆動された固定化は勧められない。図５の（Ｂ）は本発明の有効な実施形態による設置期間中における図５の（Ａ）のファスナ装置の図である。図５の（Ｂ）に示されているように、リベット502はそれぞれ矢印530と532により表されているようにリベットのヘッドおよびテール端部に対して反対方向の力を与えることにより圧縮されることができる。ここで示されている有効な実施形態では、ファスナ装置500が結合コンポーネント514、516、518と同じ位置にあるとき、熱及び変形力がファスナ設置ツールにより複合リベットに与えられることができる。与えられる熱は約６００−９００度Ｆの温度でよく、リベットのタイプと寸法にしたがって約１−５分間与えられることができる。ファスナ設置ツールにより与えられる熱及び変形力は突出するリベットシャンクを変形及び膨張させ、リベットのアプセットを生成する。その後リベット502は冷却を可能にされる。この冷却はリベットのアプセットが組み立てられた複合コンポーネントを維持する方法で複合リベット502の再固結または再固化を生じる。このようにして複合コンポーネント514と516と導電性の金属コンポーネント518は機械的に固定され、あるいは共に接合される。
【００４８】
ファスナ設置ツール（図示せず）は種々の形態を取ることができる。例えばファスナ設置ツールはファスナ装置500が位置に置かれ、手によって整列されたコンポーネント514、516、518を通して配置されるハンドツールであってもよい。この例では、ファスナ設置ツールはリベットシャンク542の突出部分内の複合材料の再成形または再形成を行うための熱及び力を与える。他の例では、ファスナ設置ツールはファスナ設置ツールが整列されたコンポーネント514、516、518を相互に接合するためのファスナの供給を含むかまたは回収する自動化またはロボット型システムであってもよい。
【００４９】
図５の（Ｂ）では、リベット502のヘッド520はヘッド520がもはや穴から突出しないように複合コンポーネント516の穴512へ位置されている。設置プロセス中、円筒形スリーブ504とその環状カラー522は穴に一致するように変形されている。
【００５０】
図５の（Ｃ）は本発明の有効な実施形態による設置後の図５の（Ａ）および（Ｂ）のファスナ装置を示している。図５の（Ｃ）に示されているように、リベットのシャンク突出部分は複合コンポーネント514と516および導電性の金属コンポーネント518を固定して接合するために544で示されているように外方向にも変形されている。これに関して、図３のリベットアプセット544の構造または形状はリベットアプセット544も他の構造または形状であってもよいので例示を意図しているだけであることを理解すべきである。
【００５１】
複合コンポーネント514と516の穴510と512はコンポーネントの製造中に形成されることができ、またはこれらは整列後、組立て前に穿孔されることができる。炭素ファイバ複合コンポーネントのような複合コンポーネントが穿孔されるとき、コンポーネント内のファイバが露出される可能性がある。これらのファイバは水を吸収でき、それは望ましくない。シーラントが湿気の吸収を防止するために使用されることができるが、この解決方法はプロセスを複雑にし、価格を大幅に付加する可能性がある。さらにこれは典型的な腐食防止ポリサルファイドシーラントが本質的に誘電性であり導電性の作用を妨げるので、複合コンポーネントとファスナとの間の電気的な連続性を維持するための作用を無効にする。複合リベットの周囲の導電性スリーブを有する有効な実施形態によるファスナ装置は、シーラントを必要とせずに水の吸収を減少し、（燃料を保管する複合構造では）燃料の密封を維持するために十分な締りばめを提供することができる。
【００５２】
有効な実施形態によるファスナ装置は類似の金属ファスナと比較するとき重量の大きな節減を行うことができる。典型的な航空機は例えば２００，０００個ものリベットを必要とし、有効な実施形態によるファスナ装置が１ピースの金属のリベット型のファスナを使用するのとは対照的にコンポーネントを接合するために使用されるとき約６００ポンドの重量が節約される。結果的に減少された重量は航空機の運転のための燃料費用の大きな節約を得ることができる。
【００５３】
有効な実施形態によるファスナ装置はまた、接合された複合コンポーネント間で流れる電流の効率的なパスを与えることができる。これはファスナ装置の設置に続いて、スリーブ504が接合された複合コンポーネント内の導電性のファイバおよび複合コンポーネントに組み込まれているかその間に挟まれている導電性の金属コンポーネントと直接接触できるためである。結果として、スリーブ504は１つの接合コンポーネントから他のコンポーネントへ電流が流れることを可能にするためのより導電性のパスを提供する。これは航空機が落雷に遭った結果として発生された電気エネルギを放散するためのパスを与え、あるいは構造に不所望な影響を有する可能性があるアークまたはスパークを発生する可能性がある電位の蓄積、或いは少なくとも航空機の電気系に不所望な「雑音」を防止するために航空機応用で特に重要であろう。前述したように、スリーブ504の外部表面は通常は予め被覆されず、それはこのように予め被覆することによって複合コンポーネント間で電流を伝導するスリーブの能力に干渉する可能性があるためである。
【００５４】
通常、有効な実施形態によるファスナ装置は金属ファスナと比較するとき改良された設置品質を与えることができる。これは部分的に、ファスナ装置が延在する穴の不整合性が円筒形スリーブによりさらに容易に適合されることができるためである。設置期間中または実際の動作期間中のファスナの膨張または圧縮から生じる不所望な機械的影響を含めるが、それに限定されないファスナの設置及びコンポーネントの組立て期間中に接合される複合コンポーネントに対する潜在的な不所望な機械的影響も減少されることができる。スリーブまたはリベットの再加工／交換は必要ならば、改良されることもでき、それによって周囲の複合構造に対する潜在的な不整合を緩和する。
【００５５】
図６は本発明の有効な実施形態による複合構造を組み立てるためにコンポーネントを機械的に接合する方法を示すフローチャートである。この方法は全体を参照符合600により示され、複合構造を提供するために接合される第１及び第２のコンポーネントおよび導電性の金属コンポーネントを提供することにより開始する（ステップ602）。第１及び第２のコンポーネントの少なくとも一方、好ましくは両者は複合コンポーネントであってもよい。穴は第１と第２のコンポーネントと導電性の金属コンポーネントにそれぞれ設けられることができる（ステップ604）。穴は例えば穴の穿孔により設けられることができる。代わりに穴はコンポーネントが製造されるとき組立て時前にコンポーネントに設けられるか、別の方法で設けられることができる。
【００５６】
第１及び第２のコンポーネントおよび導電性の金属コンポーネントは第１及び第２のコンポーネントの間に導電性の金属コンポーネントを挟んで、または埋設された層またはそのプライとして第１及び第２のコンポーネントの一方または両者に組み込んで相互に整列されることができる（ステップ606）。コンポーネントは最初にコンポーネントに穴を形成し、その後その穴を整列することにより整列されることができ、またはコンポーネントは最初に整列されることができ、穴はその後整列されたコンポーネントを通して同時に穿孔される。いずれの場合にも、穴は取外される複合コンポーネントの任意の粗いファイバにより裂けたり磨損したりすることを最小にするように穿孔されなければならない。
【００５７】
金属スリーブにより囲まれる複合リベットを有するファスナ装置は、スリーブが第１及び第２のコンポーネントおよび導電性の金属コンポーネントと直接接触するように、その後整列された穴に置かれる（ステップ608）。スリーブはスリーブの配置を助けるためにその端部から延在する環状のカラーを含むことができる。
【００５８】
金属のスリーブと複合リベットはそれらが整列された穴に位置される前に予め組み立てられることができ、またはこれらは一度に１つ整列された穴に配置されることができ、この場合には、スリーブは最初に整列される穴に配置され、その後複合リベットはスリーブに配置される。
【００５９】
ファスナ装置が整列された穴に位置付けられるとき、リベットのヘッドはスリーブのカラー部に当接するように設置し、リベットの円筒形のシャンクが組み立てられる構造を越えて整列された穴の反対側から突出する。金属スリーブの内部直径と複合リベットの表面の両者は所望ならば予め被覆されることができる。
【００６０】
設置ツーリングがその後使用され（ステップ610）、熱と変形力の両者はその後、組み立てられた複合構造を形成するために第１及び第２のコンポーネントおよび導電性の金属コンポーネントを接合するようにリベットを軟化および変形するために複合リベットに与えられることができる（ステップ612）。特に、変形力は固定して接合され組み立てられた複合構造を形成するためにリベットの突出しているシャンクを変形する圧縮力であってもよい。与えられる熱は約６００−９００度Ｆの温度でよく、リベットのタイプと寸法と樹脂材料にしたがって約１−５分間与えられることができる。
【００６１】
コンポーネントの接合に続いて、リベットは室温まで冷却することを可能にされ（ステップ614）、設置ツーリングが除去される（ステップ616）。
【００６２】
異なる有効な実施形態の説明を例示及び説明の目的で行い、説明した形態の実施形態が完全に不可欠であるかそれに限定されることを意図しない。多くの変形及び変化が当業者に明白であろう。さらに、他の有効な実施形態と比較して、異なる有効な実施形態が異なる利点を与えることができる。選択された１または複数の実施形態が本発明の原理、実践的な応用を最良に説明し、当業者が考えられる特定の使用に適するように種々の変形を有する種々の実施形態の説明を理解することを可能にするために選ばれ説明された。
【図面の簡単な説明】
【００６３】
【図１】航空機の製造及び運用方法のフロー図。
【図２】航空機のブロック図。
【図３】本発明の有効な実施形態が実施されることができる航空機を示す図。
【図４】本発明の有効な実施形態が実施されることができる図３の航空機の主要なサブアセンブリを示す図。
【図５】本発明の有効な実施形態による複合構造を組み立てるためにコンポーネントを機械的に接合するファスナ装置を示す図と、その図のファスナ装置を本発明の有効な実施形態による設置期間において示す図と、これらの図のファスナ装置を本発明の有効な実施形態による設置後において示す図。
【図６】本発明の有効な実施形態による複合構造を組み立てるためコンポーネントを機械的に接合する方法を示すフローチャート。
【特許請求の範囲】
【請求項１】
少なくとも一方は複合コンポーネントである第１のコンポーネントおよび第２のコンポーネントを提供し、
各第１及び第２のコンポーネントのそれぞれに穴を形成し、
金属スリーブが第１及び第２のコンポーネントと接触するように金属スリーブを第１及び第２のコンポーネントの穴に配置し、
複合リベットを金属スリーブ中に配置し、
組み立てられた複合構造を形成するように熱および変形力を第１及び第２のコンポーネントを接合するために複合リベットに与えるステップを含んでいる複合コンポーネントを組み立てるためにコンポーネントを機械的に接合する方法。
【請求項２】
さらに、第１および第２のコンポーネントの穴を整列するステップを含んでいる請求項１記載の方法。
【請求項３】
第１と第２のコンポーネントのそれぞれに穴を形成するステップにおいて、
第１と第２のコンポーネントのそれぞれに穴を穿孔するステップを含んでいる請求項１記載の方法。
【請求項４】
第１と第２のコンポーネントの穴に金属スリーブを配置するステップおよび金属スリーブ中に複合リベットを配置するステップは、
金属スリーブと複合リベットを予め組み立て、
その予め組み立てられた金属スリーブと複合リベットを第１及び第２のコンポーネントの穴中に配置するステップを含んでいる請求項１記載の方法。
【請求項５】
さらに、導電性の金属コンポーネントを提供し、金属スリーブが第１及び第２のコンポーネントと接触するように、第１及び第２のコンポーネントの穴中に金属スリーブを配置し、
金属スリーブが第１及び第２のコンポーネントおよび導電性の金属コンポーネントと接触するように、第１及び第２のコンポーネントの穴中に金属スリーブを配置するステップを含んでいる請求項１記載の方法。
【請求項６】
導電性の金属コンポーネントを提供するステップは、第１と第２のコンポーネント間に導電性の金属コンポーネントを設けるか、第１と第２のコンポーネントの少なくとも１つの層として導電性金属コンポーネントを設けるかの一方を行う請求項５記載の方法。
【請求項７】
複合リベットはフルオロポリマー複合リベットで構成されている請求項１記載の方法。
【請求項８】
フルオロポリマー複合リベットはポリエーテルエーテルケトンフルオロポリマー複合リベットで構成されている請求項７記載の方法。
【請求項９】
複合リベットはファイバ補強複合リベットで構成されている請求項１記載の方法。
【請求項１０】
複合リベットと、
複合リベットを囲んでいる金属スリーブとを具備している複合構造を組み立てるためにコンポーネントを機械的に接合するファスナ装置。
【請求項１１】
複合リベットはフルオロポリマー複合リベットで構成されている請求項１０記載のファスナ装置。
【請求項１２】
フルオロポリマー複合リベットはポリエーテルエーテルケトンフルオロポリマー複合リベットで構成されている請求項１１記載のファスナ装置。
【請求項１３】
複合リベットはファイバ補強複合リベットで構成されている請求項１０記載のファスナ装置。
【請求項１４】
金属スリーブはチタニウム、ステンレス鋼、モネル（商標名）金属スリーブのうちの１つを具備している請求項１０記載のファスナ装置。
【請求項１５】
複合リベットと金属スリーブは予め組み立てられたファスナ装置を構成している請求項１０記載のファスナ装置。
【請求項１】
少なくとも一方は複合コンポーネントである第１のコンポーネントおよび第２のコンポーネントを提供し、
各第１及び第２のコンポーネントのそれぞれに穴を形成し、
金属スリーブが第１及び第２のコンポーネントと接触するように金属スリーブを第１及び第２のコンポーネントの穴に配置し、
複合リベットを金属スリーブ中に配置し、
組み立てられた複合構造を形成するように熱および変形力を第１及び第２のコンポーネントを接合するために複合リベットに与えるステップを含んでいる複合コンポーネントを組み立てるためにコンポーネントを機械的に接合する方法。
【請求項２】
さらに、第１および第２のコンポーネントの穴を整列するステップを含んでいる請求項１記載の方法。
【請求項３】
第１と第２のコンポーネントのそれぞれに穴を形成するステップにおいて、
第１と第２のコンポーネントのそれぞれに穴を穿孔するステップを含んでいる請求項１記載の方法。
【請求項４】
第１と第２のコンポーネントの穴に金属スリーブを配置するステップおよび金属スリーブ中に複合リベットを配置するステップは、
金属スリーブと複合リベットを予め組み立て、
その予め組み立てられた金属スリーブと複合リベットを第１及び第２のコンポーネントの穴中に配置するステップを含んでいる請求項１記載の方法。
【請求項５】
さらに、導電性の金属コンポーネントを提供し、金属スリーブが第１及び第２のコンポーネントと接触するように、第１及び第２のコンポーネントの穴中に金属スリーブを配置し、
金属スリーブが第１及び第２のコンポーネントおよび導電性の金属コンポーネントと接触するように、第１及び第２のコンポーネントの穴中に金属スリーブを配置するステップを含んでいる請求項１記載の方法。
【請求項６】
導電性の金属コンポーネントを提供するステップは、第１と第２のコンポーネント間に導電性の金属コンポーネントを設けるか、第１と第２のコンポーネントの少なくとも１つの層として導電性金属コンポーネントを設けるかの一方を行う請求項５記載の方法。
【請求項７】
複合リベットはフルオロポリマー複合リベットで構成されている請求項１記載の方法。
【請求項８】
フルオロポリマー複合リベットはポリエーテルエーテルケトンフルオロポリマー複合リベットで構成されている請求項７記載の方法。
【請求項９】
複合リベットはファイバ補強複合リベットで構成されている請求項１記載の方法。
【請求項１０】
複合リベットと、
複合リベットを囲んでいる金属スリーブとを具備している複合構造を組み立てるためにコンポーネントを機械的に接合するファスナ装置。
【請求項１１】
複合リベットはフルオロポリマー複合リベットで構成されている請求項１０記載のファスナ装置。
【請求項１２】
フルオロポリマー複合リベットはポリエーテルエーテルケトンフルオロポリマー複合リベットで構成されている請求項１１記載のファスナ装置。
【請求項１３】
複合リベットはファイバ補強複合リベットで構成されている請求項１０記載のファスナ装置。
【請求項１４】
金属スリーブはチタニウム、ステンレス鋼、モネル（商標名）金属スリーブのうちの１つを具備している請求項１０記載のファスナ装置。
【請求項１５】
複合リベットと金属スリーブは予め組み立てられたファスナ装置を構成している請求項１０記載のファスナ装置。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【公開番号】特開２００９−１４４９１４（Ｐ２００９−１４４９１４Ａ）
【公開日】平成２１年７月２日（２００９．７．２）
【国際特許分類】
【外国語出願】
【出願番号】特願２００８−２８５８０８（Ｐ２００８−２８５８０８）
【出願日】平成２０年１１月６日（２００８．１１．６）
【出願人】（５００５２０７４３）ザ・ボーイング・カンパニー (773)
【氏名又は名称原語表記】Ｔｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ
【Ｆターム（参考）】
【公開日】平成２１年７月２日（２００９．７．２）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２００８−２８５８０８（Ｐ２００８−２８５８０８）
【出願日】平成２０年１１月６日（２００８．１１．６）
【出願人】（５００５２０７４３）ザ・ボーイング・カンパニー (773)
【氏名又は名称原語表記】Ｔｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ
【Ｆターム（参考）】
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